В.Т. Волков
ДА. Ягодников
Исследование
и стендовая отработка
ракетных двигателей
на твердом топливе
Москва
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана
2007

УДК 629.7.037
ББК 39.62
В67
Издано при финансовой поддержке
Федерального агентства по печати и массовым коммуникациям
в рамках Федеральной целевой программы «Культура России»
Рецензент
д-р техн. наук, проф. А.А. Шишков
Волков В.Т., Ягодников Д.А.
В67 Исследование и стендовая отработка ракетных
двигателей на твердом топливе. — М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.
Баумана, 2007. — 296 с: ил.
ISBN 978-5-7038-3016-1
На основе обобщения отечественного опыта отработки
конструкций крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе
(РДТТ) представлены современные методики измерений
режимных параметров работы РДТТ, приведены данные по первичным
преобразователям, каналам регистрации и обработки результатов
экспериментов. Изложены алгоритмы функционирования
автоматизированных комплексов проведения и регистрации результатов
огневых стендовых испытаний. Рассмотрены принципы проведения,
особенности и результаты огневых испытаний крупногабаритных
РДТТ, оснащенных органами управления. Сформулированы
практические рекомендации по обеспечению заданной точности
регистрации и обработки регистрируемой информации.
В монографии использованы результаты научных
исследований, проведенных в МГТУ им. Н.Э. Баумана.
Для инженеров, работающих в области ракетно-космической
техники. Может быть полезна преподавателям, аспирантам,
магистрантам и студентам старших курсов.
УДК 629.7.037
ББК 39.62
© В.Т. Волков, Д.А. Ягодников, 2007
© Оформление. Издательство МГТУ
ISBN 978-5-7038-3016-1 им. Н.Э. Баумана, 2007

ОГЛАВЛЕНИЕ
ПРЕДИСЛОВИЕ 5
Глава 1. Общие сведения о РДТТ 7
1.1. Ракетные двигатели на твердом топливе и их классификация .... 7
1.2. Общие сведения об органах управления РДТТ 11
1.3. Основные характеристики органов управления РДТТ 13
1.4. Поворотные управляющие сопла 16
1.5. Инжекционные органы управления 20
1.6. Конструкция и основные тактико-технические
характеристики крупногабаритных РДТТ 21
1.7. Основные характеристики продуктов сгорания смесевых
ТРТ 24
Глава 2. Основные этапы жизненного цикла РДТТ 29
2.1. Особенности отработки конструкции РДТТ 29
2.2. Утилизация и ликвидация РДТТ и зарядов ТРТ 33
Глава 3. Стендовые испытания и отработка ракетных двигателей
на твердом топливе 39
3.1. Программа стендовой отработки 39
3.2. Этапы стендовой отработки 45
3.3. Организация стендовых испытаний РДТТ 46
Глава 4. Технические средства и испытательное оборудование 51
4.1. Испытательные стенды 51
4.2. Стапельное оборудование 55
4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ 65
4.4. Специальное оборудование огневых стендовых испытаний
крупногабаритных РДТТ 75
4.5. Стендовые средства высокоточной разгрузки систем
измерения тяги 84
4.6. Натурные стендовые средства для определения управляющих
и возмущающих сил 91
Глава 5. Системы измерений параметров крупногабаритных РДТТ 110
5.1. Общие требования к системе измерений 110
5.2. Измерение давлений 111
5.3. Измерение усилий 122
5.4. Измерение температур 124
5.5. Измерение тепловых потоков 136

4 Оглавление
5.6. Измерение деформаций 139
5.7. Регистрация быстропротекающих характеристик —
акустических колебаний и вибраций 139
5.8. Система единого времени 143
Глава 6. Регистрация и обработка результатов огневых стендовых
испытаний с использованием информационных
технологий 145
6.1. Регистрация информации 145
6.2. Обработка результатов ОСИ 154
Глава 7. Определение внутрибаллистических, энергетических
и тяговых характеристик РДТТ 156
7.1. Информативность стендовых испытаний РДТТ 156
7.2. Расчет внутрибаллистических характеристик по результатам
ОСИ 158
7.3. Методы определения характеристик ОУ РДТТ 166
7.4. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ
на вертикальном стенде 193
7.5. Методика определения погрешностей тягово-импульсных
характеристик РДТТ 206
7.6. Методика расчета погрешностей экспериментального
определения управляющих и возмущающих сил 210
Глава 8. Результаты огневых стендовых испытаний и отработки
РДТТ 223
8.1. Тягово-импульсные характеристики РДТТ 223
8.2. Экспериментальная отработка методов и средств
определения управляющих и возмущающих сил при ОСИ
РДТТ 233
8.3. Погрешность определения управляющей силы
и эксцентриситета тяги 272
8.4. Результаты бесконтактной диагностики РДТТ 280
Заключение 291
Литература 292

ПРЕДИСЛОВИЕ
В последние годы усилиями отечественных ученых, главных
конструкторов ракетных комплексов, прежде всего академиков
А.Д. Надирадзе, Б.Н. Лагутина, Ю.С. Соломонова, Б.П. Жукова,
Ю.М. Милехина, В.П. Макеева, В.Ф. Уткина, достигнуты
значительные успехи в области твердотопливного ракетостроения,
обеспечившие создание надежного ракетно-ядерного щита, и
военный паритет в стратегических наступательных вооружениях.
Разработка стратегических ракетных комплексов нового
поколения на основе ракет «Тополь-М» и «Булава» свидетельствует о
преемственности научных и конструкторских кадров нашей
страны и также подтверждает способность специалистов ракетно-
космического комплекса решать новые сложные задачи, среди
которых большое значение имеют проблемы надежности и снижение
сроков разработки.
Повышение надежности ракетных комплексов, использующих
высокоэффективные твердые топлива, новые конструкционные и
теплозащитные материалы, перспективные конструктивные
решения и схемы двигательных установок, высокоэффективные
системы управления полетом, существенным образом ужесточает
требования к этапу огневой стендовой отработки ракетных
двигателей на твердом топливе (РДТТ), к техническому и методическому
оснащению испытательных баз.
Учитывая современные макроэкономические условия
развития нашей страны, а также насущную потребность в уменьшении
дорогостоящих и трудоемких натурных огневых стендовых
испытаний (ОСИ) и летно-конструкторских испытаний (ЛКИ)
крупногабаритных РДТТ, можно утверждать, что актуальной является
задача, заключающаяся в повышении эффективности огневой
стендовой отработки и имеющая важное практическое значение.
Таким образом, создание более совершенных образцов
управляемых ракетных двигательных установок на твердом топливе
требует постоянного совершенствования и разработки новых экс-

Предисловие
периментальных методов и средств ОСИ, основанных на
современных информационных технологиях и обеспечивающих
увеличение объема, точности и достоверности экспериментальной
информации, а также расширение технических возможностей
эксперимента.
Одной из характерных особенностей данной монографии
является ориентация на использование ее в процессе подготовки и
проведения стендовой отработки крупногабаритных РДТТ.
Причем данные по силоизмерительным системам, реализующим
принцип высокоточной дифференциальной разгрузки и позволяющим
определять с высокой точностью такие важные параметры, как
потери тяги при работе органов управления РДТТ, угловые и
линейные смещения вектора тяги, креновые моменты, публикуются
впервые.
В книге использованы материалы диссертации В.Т. Волкова
на соискание ученой степени доктора технических наук*,
результаты научных исследований, выполненных на кафедре «Ракетные
двигатели» МГТУ им. Н.Э. Баумана при участии А.Н. Боброва и
Д.Ю. Юдина, а также материалы книги [1].
Главы 3, 4, 5, 7, 8 и разд. 1.2-1.5 написаны профессором
В.Т.Волковым, предисловие, главы 2, 6 и разд. 1.1, 1.6, 5.4, 5.7,
8.4, заключение — профессором Д.А. Ягодниковым.
Авторы благодарны за помощь в оформлении рукописи
инженеру О.А. Зайцевой и всем, кто помогал изданию монографии.
Выражаем признательность рецензенту профессору А.А.
Шишкову за замечания, которые способствовали улучшению
содержания книги.
Авторы
* Волков В.Т. Создание и внедрение комплекса экспериментальных
методов и средств для повышения эффективности огневой стендовой
отработки крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе с
органами управления: Дне. д-ра техн. наук / НИИ «Геодезия», Красноар-
мейск, 1986.

Глава 1
Общие сведения о РДТТ
1.1. Ракетные двигатели на твердом топливе
и их классификация
Ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) — это
двигатель прямой реакции, в котором химическая энергия твердого
топлива преобразуется сначала в тепловую, а затем в кинетическую
энергию продуктов сгорания, истекающих с большой скоростью в
окружающее пространство. Твердое топливо в РДТТ
одновременно является источником энергии и рабочего тела — продуктов
сгорания.
Современные РДТТ имеют тягу от нескольких ньютонов до
десятков меганьютонов, а время их работы составляет от
миллисекунд до сотен секунд. Конструкция РДТТ состоит из следующих
основных частей (рис. 1.1): обечайка и днище с теплозащитным
покрытием, заряд твердого топлива с защитно-крепящим слоем,
фланцевые соединения, сопловой блок с эластичным опорным
шарниром, выдвижным насадком и заглушкой, рулевой привод
для поворота сопла с целью управления ракетой в полете по
тангажу и рысканью. Обечайка, герметично соединенная с задним и
передним днищами, образует корпус двигателя, который с
помощью шпангоута стыкуется с отсеком ракеты-носителя. С целью
предотвращения отслоения заряда от камеры сгорания
предусмотрены раскрепляющие манжеты. Запуск двигателя осуществляется
за счет подачи инициирующего сигнала на пиропатроны, которые
воспламеняют заряды пиротехнического состава (петарды) или
навеску пороха внутри корпуса воспламенительного устройства.
Внутренний объем корпуса двигателя, в котором размещается
заряд из твердого ракетного топлива (ТРТ), называется камерой
сгорания. Заряд может состоять из одного или нескольких
элементов твердого топлива — шашек.

I. Общие сведения о РДТТ
14
13 12
Рис. 1.1. Схема РДТТ:
1 — воспламенительное устройство; 2 — обечайка типа «кокон»; 3 — заряд
твердого топлива; 4 — эластичный опорный шарнир; 5 — заднее днище; 6 — сопловая
заглушка; 7 — механизм раздвижки сопла; 8 — рулевая машинка; 9 — закладной
фланец; 10 — сопловой блок; 11 — выдвижной насадок; 12 — стыковочный
шпангоут; 13 — эластичный клин; 14 — раскрепляющая манжета; 75 — пиропатрон
Сопло и исполнительные органы управления РДТТ называют
сопловым блоком. Воспламенительное устройство может входить
непосредственно в конструкцию РДТТ или быть обособленным
(например, автономный пусковой двигатель). Заряд воспламенителя
поджигается с помощью пиропатрона.
Система органов управления РДТТ служит для изменения в
процессе работы двигателя тяги по величине и направлению с
целью обеспечения полета ракеты по заданной траектории или для
проведения нужного маневра.
Для реализации заданной программы полета в некоторых
случаях предусматривается отключение РДТТ, которое производят с
помощью устройств отсечки тяги. Под термином «отсечка тяги»
понимают либо процесс гашения топлива, например, путем вскры-

1.1. РДТТ и их классификация
тия расположенных в стенках камер РДТТ специальных окон,
либо создание противотяги путем вскрытия реверсивных сопел.
В ряде случаев в процессе отсечки тяги используются оба эти
метода. При вскрытии реверсивных сопел давление в камере РДТТ
падает, а основная тяга уравновешивается противотягой. За счет
совершенствования систем управления летательным аппаратом
отсечка тяги может быть не предусмотрена.
Основными достоинствами РДТТ, обусловившими их
широкое распространение во всех областях ракетной техники, являются
следующие:
• сравнительная простота конструкции двигателя, связанная с
размещением заряда ТРТ в камере сгорания, что исключает сложные
системы подачи топлива. Сопловой блок, как правило, не требует
принудительного охлаждения. В конструкции РДТТ, за исключением
органов управления вектором тяги, отсутствуют подвижные части;
• простота эксплуатации ракет с РДТТ, предопределенная
простотой конструкции РДТТ, отсутствием необходимости в
сложных регламентных проверках и предпусковых
технологических операциях;
• постоянная готовность к действию, поскольку стабильность
свойств современных ТРТ позволяет длительно хранить РДТТ в
снаряженном состоянии на стартовых позициях;
• надежность и безотказность. Надежность действия установки
равна произведению надежностей отдельных агрегатов, из которых
она состоит. Следовательно, чем из большего количества отдельных
агрегатов, надежность каждого из которых всегда меньше единицы,
состоит установка, тем меньше надежность всей установки в целом.
Благодаря простоте конструкции и отсутствию отдельных сложных
агрегатов надежность работы РДТТ велика.
При проектировании РДТТ инженер-конструктор заранее
должен знать, для какого типа летательного аппарата или
энергетической установки предназначен РДТТ, поскольку область
применения последнего будет определять и особенности конструкции
как РДТТ, так и ракетного комплекса в целом.
По назначению различают следующие РДТТ:
• РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза
с одного места поверхности земного шара в другое (земля —
земля, земля — вода, вода — земля). В зависимости от дальности
действия их разделяют на группы:

I. Общие сведения о РДТТ
РДТТ тактических и оперативно-тактических ракет,
РДТТ ракет средней дальности,
РДТТ ракет дальнего действия, к которым относятся и
РДТТ межконтинентальных ракет,
разгонные и маршевые РДТТ для крылатых ракет;
• РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза
с поверхности земли в околоземное пространство. В зависимости
от непосредственного назначения их разделяют на группы:
РДТТ ракет-носителей и космических кораблей,
РДТТ разгонных блоков и орбитального маневрирования
космических аппаратов;
• РДТТ систем «земля — воздух», в частности:
РДТТ зенитных ракет,
РДТТ антиракет;
• РДТТ ракет, устанавливаемых на летательных аппаратах:
воздух — воздух,
воздух — земля,
воздух — вода;
• РДТТ ракет, устанавливаемых на надводных кораблях
(противолодочные ракеты);
• РДТТ торпед, устанавливаемых на подводных лодках.
Особенностью таких РДТТ является их работа на больших глубинах под
водой в условиях больших противодавлений окружающей среды;
• РДТТ, используемые в качестве ускорителей на старте
летательного аппарата и для резкого увеличения его скорости на
траектории или при проведении маневра;
• индивидуальные РДТТ, служащие для передвижения и
маневрирования человека над поверхностью земли или в условиях космоса;
• РДТТ специального назначения, которые подразделяют на
следующие группы:
рулевые РДТТ,
РДТТ, ускоряющие разделение ступеней составных ракет
или отделение полезной нагрузки,
тормозные РДТТ, обеспечивающие, в частности,
возвращение с орбиты полезной нагрузки, а также мягкую посадку
летательного аппарата или космического корабля,
РДТТ систем аварийного спасения (САС) экипажа и
полезного груза космических ракет-носителей,
РДТТ отделения и увода головных обтекателей,

1.2. Общие сведения об органах управления РДТТ П
РДТТ систем ориентации и стабилизации летательного
аппарата;
• РДТТ ракет народно-хозяйственного назначения: градобой-
ных и противолавинных систем, установок для бурения грунта,
пожаротушения, экстренного торможения транспортных средств и др.
1.2. Общие сведения об органах управления РДТТ
Современная управляемая ракета представляет собой
беспилотный летательный аппарат с ракетными двигателями,
снабженный автоматической системой управления (АСУ).
Обычно под АСУ понимают совокупность электрических,
радиотехнических, счетно-решающих и механических устройств,
обеспечивающих процесс управления ракетой в полете. Конечным
звеном АСУ является комплекс устройств, позволяющих при
получении командного сигнала тем или иным образом изменять
величины и направление сил, приложенных к ракете, т. е. управлять
ракетой. Такие устройства называются органами управления (ОУ).
Величина потребной управляющей силы, являющаяся
исходным параметром при проектировании ОУ конкретной ракеты,
выбирается из условия
, (1.1)
где Му — управляющий момент, Му = Ryjl\ Ry% — суммарная
управляющая сила от ОУ, направленная перпендикулярно оси
ракеты; / — расстояние от точки приложения Ry^ до центра массы
ракеты; Мт — момент тангажа; ЕМв — сумма возмущающих
моментов сил, возникающих на ракете в процессе полета.
Органы управления функционируют с момента запуска до
окончания работы двигателя. Важность органов управления и
высокая степень их влияния на эффективность и надежность
ракеты общеизвестны. Поэтому при проектировании управляемых
РДТТ особое внимание уделяют выбору и конструктивной
проработке ОУ.
В современном ракетостроении используется значительное
количество самых разнообразных ОУ, отличающихся как
физическими принципами получения управляющих усилий, так и

12
i. Общие сведения о РДТТ
конструктивными схемами. Выбор и обоснование оптимального
типа ОУ из этого разнообразия является достаточно сложной
задачей. Приходится решать вопросы, связанные с множеством
однозначно неопределяемых факторов: надежностью,
эффективностью, весовым совершенством, технологичностью, простотой
конструктивного исполнения и т. д. В конечном итоге
оптимальность выбранного типа ОУ в любом случае оценивается на
огневых стендовых испытаниях (ОСИ).
Ниже приведены основные требования, предъявляемые к ОУ:
• обеспечение потребных управляющих усилий при
минимальных потерях тягово-импульсных характеристик РДТТ;
• минимальный эксцентриситет тяги, обусловленный
работой ОУ;
• высокая конструктивная надежность и массовое
совершенство;
• стабильность основных характеристик по времени работы
двигателя;
• возможность использования рулевых приводов
минимальной мощности;
• простота компоновки на двигателе, не вызывающая
усложнения его конструкции;
• технологичность и малые сроки отработки.
В зависимости от способа получения управляющей силы
различают механические и инжекционные ОУ.
В механических ОУ управляющая сила возникает либо в
результате механического воздействия на газовую струю двигателя,
либо в результате отклонения ее вместе с устройством управления.
В инжекционных ОУ управляющая сила обусловлена
газодинамическим взаимодействием основной струи с рабочим телом,
инжектируемым в расширяющуюся часть сопла.
Механические ОУ по конструктивному признаку в
зависимости от места, занимаемого в конструкции двигателя, можно
подразделить на базисные и надстроечные.
Базисные ОУ являются органической частью двигателя, его
обязательным элементом. К ним относятся поворотные и
вращающиеся сопла, разрезные управляющие сопла, кососрезанные
управляющие сопла и сопла с подвижным центральным телом.
надстроечные ОУ, как правило, являются устройствами
дополнительными и устанавливаются только для целей управления.

1.3. Основные характеристики ОУ РДТТ 13
К ним относятся: рулевые двигатели, газовые рули, дефлекторы,
триммеры [2].
Инжекционные ОУ различают по рабочему телу: газообразные
продукты сгорания основного либо газогенераторного топлива или
жидкости, инжектируемые в расширяющуюся часть сопла.
1.3. Основные характеристики органов управления РДТТ
Важнейшим параметром, характеризующим работу ОУ,
является управляющая сила. Ее значение зависит от типа ОУ и их
особенностей. Так, для большинства механических ОУ управляющая
сила является функцией угла поворота 5:
Ду=/(8). (1.2)
Для инжекционных ОУ управляющая сила является функцией
расхода m инжектируемого рабочего тела (газа, жидкости)
Ду =/(*). (1.3)
Качество ОУ характеризуется их эффективностью, т. е.
способностью того или иного ОУ создавать максимальную
управляющую силу при минимальных потерях тяги и минимальной
массе конструкции.
Для оценки эффективности ОУ можно использовать
следующие показатели:
• относительная эффективность
^ = ЯутахЛ>п, (1-4)
где #утах— максимальная управляющая сила, развиваемая ОУ;
Рп — тяга двигателя в пустоте;
• коэффициент качества ОУ
где АРХ — потери осевой тяги, возникающие при
получении Яутах.
Более полную оценку различных ОУ дает критерий
увеличения стартовой массы АМ0 ракеты путем установки на ней ОУ при

14 J. Общие сведения о РДТТ
фиксированной дальности полета L, либо критерий уменьшения
при заданной стартовой массе дальности полета AL при установке
различных ОУ. Например, используя принцип малых отклонений,
выражение для определения AL можно представить в следующем
виде:
dL Ar
Здесь Д/ — изменение дальности с изменением удельного
Э/у
импульса РДТТ; ДМКД —изменение дальности с
изменениям 3L
ем массы конструкции двигателя Мкд; АМТ — изменение
дальности с изменением массы топлива; АСХ — изменение
дальности с изменением коэффициента лобового сопротивления
ракеты.
Аналогично может быть записано и выражение для ДМ0.
При оценке работоспособности механических ОУ используют
моментные характеристики. Шарнирный момент Мш —
наибольший результирующий момент сил сопротивления повороту ОУ на
заданный угол и с заданными скоростью и ускорением.
В общем случае шарнирный момент складывается из
следующих моментов:
Мш = МПОЗ(5) + Мас + 2Хр (5) + Мдф (dS/dt) + Мдис +
+ M»H(d2b/dt2) + Мупл(5), (1.7)
где МПОЗ(6) — позиционный момент, пропорциональный углу
поворота 5; Мас — момент асимметрии, обусловленный наличием
перекоса и смещения осей неподвижной и подвижной частей ОУ,
технологическими неточностями в изготовлении различных узлов,
неравномерным полем давлений по газоходному тракту РДТТ,
обусловленными неравномерностью разгара элементов,
неравномерной внешней нагрузкой на подвижные элементы (обычно вели-

1.3. Основные характеристики ОУ РДТТ
чина М^ определяется экспериментально); У].М (Ь) —суммарный
момент трения во всех соединениях той или иной конструкции ОУ,
Ш^/Л (1.8)
где /?ш — нагрузка на шарнир; dnjx — диаметр подшипника; fj —
приведенный коэффициент трения; / = осш/8 — передаточное
число (осш — угол поворота данного шарнира; 5 — угол поворота
сопла); Мдф — момент демпфирования газовой струи при отклоне-
db ^ „
нии ее с угловой скоростью —, обусловленный силой Кориолиса,
dt
где m — секундный расход газов через поворотное сопло; 1^ —
длина поворотной части (раструба) сопла; Мдис — момент
дисбаланса, обусловленный перегрузками, возникающими при полете на
подвижных элементах ОУ,
где Мк — масса конструкции подвижного элемента; /цм —
расстояние от оси вращения до центра масс подвижного элемента;
пх, пу — продольные и поперечные перегрузки, действующие на
ОУ; Мин — момент инерционных сил подвижных частей ОУ,
где Jt — приведенный к оси поворота момент инерции под-
d2h
вижного узла ОУ; — угловое ускорение; Мупл(8) — момент
dt
сил упругого сопротивления гибких связей (уплотнений, манжет,
сильфонов и т. д.). Его значение определяется экспериментально.
Наиболее эффективными для обеспечения минимума потерь
тяги являются поворотные сопла и инжекционные ОУ. Это под-

16 1. Общие сведения о РДТТ
тверждено результатами огневого стендового испытания мощного
РДТТ диаметром 4 м, на котором сравнивались три системы
управления вектором тяги — поворотное сопло, инжекция
жидкости, триммеры. Наиболее надежной системой признаны триммеры,
однако они обусловили большие потери удельного импульса —
порядка 2...4 % при перекрытии ими 5... 10 % площади среза
сопла. Рассмотрим подробнее наиболее распространенные типы ОУ
РДТТ.
1.4. Поворотные управляющие сопла
Управляющие усилия в поворотных соплах создаются путем
поворота струи продуктов сгорания вместе с соплом. Наличие угла
между продольной осью ракеты и направлением вектора тяги
приводит к возникновению момента относительно центра массы
ракеты. Основное преимущество поворотных управляющих сопел
(ПУС) заключается в отсутствии механического воздействия на
газовую струю и как следствие малых потерях тяги. Широкое
применение ПУС в качестве ОУ обусловлено их достоинствами:
• малыми потерями тяги и удельного импульса в процессе
функционирования сопел и незначительными нулевыми потерями;
• линейной зависимостью управляющей силы от угла
поворота сопла;
• стабильностью основных характеристик в течение работы
двигателя;
• относительной простотой конструкции и весовым
совершенством.
К основным недостаткам поворотных сопел можно отнести:
• крайне жесткие условия работы узла поворота,
нагруженного высоким давлением продуктов сгорания, содержащих
конденсированную фазу, имеющих высокую температуру;
• большой момент трения в узлах сочленения и в поворотных
узлах, часто приводящий к заклиниванию подвижных сопел в
конце работы двигателя при спаде давления в камере сгорания.
В основе многообразия конструкций поворотных сопел лежит
одна принципиальная схема, представленная на рис. 1.2 [3].
Поворотное сопло состоит из подвижной части и
неподвижной части, которая крепится к сопловому днищу. Подвижная часть

I Л. Поворотные управляющие сопла
17
12 3
4 5 6
Задний центр
поворота
Рис. 1.2. Поворотное управляющее сопло:
а — общий вид сопла стартового ускорителя MPS ракеты-носителя «Ариан-5»;
б — схема поворотного сопла; 1 — жесткая тарель; 2 — эластомер; 3,4 —
опорные кольца; 5 — неподвижная часть сопла; 6 — поворотная часть сопла

18 i. Общие сведения о РДТТ
сопла соединяется с неподвижной с помощью цапфы, через
которую проходит ось вращения. При наличии карданного подвеса
сопло получает две степени свободы, т. е. имеет возможность
развивать управляющую силу и управлять полетом ракеты в плоскостях
тангажа и рыскания. В случае односоплового блока управление
креном происходит, например, с помощью двигателей крена.
Зазор между подвижной и неподвижной частями сопла (линия
разъема) требует надежного уплотнения. Узел уплотнения — один
из самых ответственных элементов поворотного сопла: он
предотвращает проход газов через линию разъема. Чаще всего узел
уплотнения состоит из набора асбестовых, фторопластовых или
вольфрамовых сальников, установленных в зазоре между
подвижной и неподвижной частями. За сальниками располагают полость,
иногда заполненную маслом. Зазор в уплотнении может
заполняться смесью, содержащей силиконовый каучук, хромат цинка и
силиконовую жаростойкую смазку. Полость замыкается гибкой
диафрагмой. Надежность работы узла уплотнения в целом
существенно зависит от величины зазора между подвижной и
неподвижной частями сопла. Уменьшение зазора ведет к возникновению
опасности затирания сочлененных частей вследствие
температурных расширений элементов конструкции или зашлаковки линии
разъема продуктами конденсированной фазы. Кроме того, следует
учесть, что при работе двигателя подвижная часть сопла несколько
перемещается (на величину технологического зазора) по потоку,
а при уменьшении значения давления возвращается в исходное
положение, что может вызывать заклинивание подвижной части.
При проектировании поворотного сопла величину зазора
необходимо рассчитывать заранее, полностью исключая возможность
заклинивания и не снижая при этом надежности работы узла в целом.
Обычно оптимальный зазор выявляется в процессе огневых ОСИ.
Величину управляющего усилия поворотного сопла можно
легко вычислить по следующему выражению:
Ry=Psin8, (1.12)
где Р — тяга, создаваемая поворотным соплом при 5 = 0; 8 — угол
поворота сопла, т. е. угол между осью сопла и продольной осью
ракеты.
Потери осевой составляющей тяги при функционировании
поворота сопла можно оценить по формуле

1.4. Поворотные управляющие сопла
AP = P(l-cos5). (1.13)
Разложив для удобства и наглядности cos 5 в ряд, получим
^ 2! 4! 6! )
Пренебрегая величинами высшего порядка малости и
учитывая, что угол 6 измеряется в радианах, получаем удобную для
быстрой оценки потерь формулу
ДР = 0,5Р,82. (1.14)
В настоящее время проблема создания поворотных сопел для
крупногабаритных РДТТ в основном решена. Тем не менее при
отработке конкретных конструкций обеспечение надежности узла
поворота является актуальной задачей. Конструктивная разработка
современных поворотных сопел направлена на выполнение
следующих требований:
• обеспечения возможности управления по двум плоскостям
стабилизации;
• обеспечения высокой надежности узла поворота;
• уменьшения потребной мощности рулевого привода путем
снижения момента трения поворотного сопла, совершенствования
конструкции и соответствующей его компоновки на двигателе;
• обеспечения высокого массового совершенства и
минимизации потерь тяги;
• использования в конструкции недефицитных материалов.
Эти требования определили общие направления
конструирования поворотных сопел:
• центральная компоновка сопла. Применение эластичных
опорных шарниров, металлических сильфонов, упругих уплотнений;
• широкое использование схемы утопленного сопла;
• применение материалов с нормированным уносом массы на
основе угле- или стеклопластиков;
• применение керамических материалов с практически
нулевой эрозией.
Поворотные сопла разрабатывались для РДТТ стартовых
ускорителей космических ракет-носителей «Ариан-5», «Спейс-Шаттл»,
баллистических ракет MX, «Трайдент», ракеты средней дальности
«Першинг-2» и др.

20 I. Общие сведения о РДТТ
1.5. Инжекционные органы управления
Инжекционные ОУ применялись в конструкциях РДТТ,
которые использовались в межконтинентальных баллистических
ракетах «Минитмен-3», «Тополь» и др. Интерес разработчиков
ракетных систем к инжекционным ОУ можно объяснить достоинствами,
которыми они обладают: высокая эффективность ОУ,
автономность конструкции и отработки, упрощение конструкции
двигателя и повышение его надежности путем возможного применения
неподвижного сопла.
Принцип создания управляющего усилия и физическая модель
взаимодействия основного и инжектируемого потоков заключается
в следующем. При инжекции газа или жидкости в область
сверхзвукового потока происходит отрыв турбулентного пограничного слоя
с последующим возникновением конического скачка уплотнения
переменной интенсивности. В результате за скачком уплотнения
образуется область повышенного давления (по сравнению с
противоположным участком сопла, где нет вдува газа), что обусловливает
возникновение управляющего усилия. Если известны параметры
основного потока, то можно определить угол наклона скачка, угол
отрыва, параметры за скачком и в области отрыва.
С позиций массового совершенства наиболее эффективными
являются инжекционные ОУ, использующие принцип несимметричного
вдува горячих газов, отобранных из камеры сгорания, в
расширяющуюся часть сопла. При этом отпадает необходимость
транспортировки дополнительного рабочего тела, сопутствующих
вспомогательных устройств и арматуры, т. е. устраняется существенный
недостаток систем впрыска жидкости. Однако при использовании систем
вдува горячего газа возникает целый ряд технических трудностей,
связанных прежде всего с созданием надежных регуляторов расхода
высокотемпературных двухфазных продуктов сгорания ТРТ. Исходя
из простоты конструкции и обеспечения высокой надежности
эффективно применение в качестве рабочего тела жидкости — ее легче
хранить, дозировать, а высокая плотность позволяет оптимизировать
массу всей системы. С другой стороны, значение управляющей силы
и удельного импульса при впрыске жидкости и прочих равных
условиях значительно меньше, чем при вдуве горячих газов.
Для некоторых типов РДТТ может оказаться наиболее
выгодным применение сравнительно холодных газов, вырабатываемых

1.6. Конструкция и основные ТТХ крупногабаритных РДТТ 21
специальным газогенератором [4]. Выбор того или иного варианта
инжекционных ОУ в каждом конкретном случае должен
производиться на базе тщательного теоретического анализа после
сравнительной оценки по основным характеристикам (эффективности,
уровню энергетических потерь, массовому совершенству,
работоспособности узлов). Правильность выбора должна быть
подтверждена модельными и натурными испытаниями.
Расчет основных характеристик инжекционных ОУ сводится к
определению величины управляющей силы, возникающей при
инжекции жидкости или газа, либо к расчету расхода инжектанта,
потребного для обеспечения заданного уровня управляющей силы.
Для определения управляющей силы необходимо найти
площадь проекции поверхности скачка уплотнения на поверхность
сопла. Эта площадь ограничена линией пересечения конического
скачка со стенками сопла.
Результирующая управляющая сила является суммой трех
составляющих:
• составляющей, обусловленной увеличением давления в зоне
отрыва;
• составляющей, обусловленной увеличением давления на
стенках сопла в области между зоной отрыва и скачком уплотнения;
• составляющей, которая определяется количеством
движения инжектируемого рабочего тела.
Математическая модель и методика расчета инжекционных
ОУ приведена в работе [5].
Успехи в создании композитных материалов, упругих
элементов, эластичных опорных шарниров привели к тому, что в
современных крупногабаритных РДТТ на смену инжекционным ОУ
пришли ПУС. Однако опыт стендовой отработки инжекционных
ОУ оказался полезным и его учитывают при ОСИ РДТТ,
оснащенных поворотными соплами.
1.6. Конструкция и основные тактико-технические
характеристики крупногабаритных РДТТ
Ракетные двигатели на твердом топливе широко применяются
в качестве силовых установок летательных аппаратов различного
класса: от неуправляемых реактивных снарядов до стартовых ус-

22
1. Общие сведения о РДТТ
корителей космических ракет-носителей и двигательных
установок баллистических ракет. В опубликованных изданиях, например
[3, 6-8], приводятся справочные данные по всем типам
отечественных и зарубежных РДТТ, когда-либо использованных или
установленных на ракетах различного назначения. Учитывая
тематическую направленность данной работы, ниже приведены
основные характеристики некоторых крупногабаритных РДТТ.
1.6.1. Отечественные РДТТ
В силу особенностей развития космонавтики и ракетных войск
стратегического назначения СССР отличительной чертой
отечественного ракетостроения является то, что РДТТ не используются в
качестве стартовых ускорителей космических ракет-носителей.
Однако конверсия межконтинентальных баллистических ракет с
РДТТ, например модернизация трехступенчатой ракеты-носителя
РС-12М «Тополь» в четырехступенчатую ракету-носитель «Старт-1»,
показала эффективность использования РДТТ в качестве средств
выведения спутников на круговые орбиты. В табл. 1.1 приведены
некоторые данные о баллистических ракетах на ТРТ,
разработанных в СССР в 1970-1980 гг. и в России 1990-х годов.
Таблица 1.1. Основные сведения
о баллистических ракетах на ТРТ [6]
Ракета
РС-12, SS-13, Savage
I ступень
II ступень
III ступень
РС-12М, «Тополь»,
SS-25, Sickle
I ступень
II ступень
III ступень
РС-12М1, «Тополь-М»,
SS-27
Масса
суммарная/
топлива, кг
51000/43 900
34100/30 800
/10500
4000/3600
45 000
27 800/25 000
/10500
/4200
47 100
Длина х
диаметр, м
21 х 1,84
8,2 х 1,84
4,7 х 1,50
3,3x1,06
21,5 х 1,8
8,1 х 1,8
5,1 х 1,55
3,5 х 1,34
17,5x1,86
Примечание
ОУ—РУС
Pi = 970 кН
Рп = 440 кН
Рш = 220кН
—
ОУ —
вдув газа
—

1.6. Конструкция и основные ТТХ крупногабаритных РДТТ 23
Продолжение табл. 1.1
Ракета
РС-22, «Молодец»
SS-24, Scalpel
I ступень
SS-N-17, Snipe
РСМ-52, SS-N-20,
Sturgeon
I ступень
Масса
суммарная/
топлива, кг
95 000
53 700/48 000
22 000
60 000
52 800/48 000
Длина х
диаметр, м
21 х 2,4
9,7 х 2,4
11,06x1,65
15x2,4
9,7 х 2,4
Примечание
—
ОУ — ПУС
-
1.6.2. Зарубежные стартовые ускорители,
баллистические ракеты и РДТТ
В зарубежной практике РДТТ применяются также в качестве
стартовых ускорителей космических ракет-носителей и силовых
установок разгонных блоков космических летательных аппаратов.
Основные сведения о зарубежных РДТТ приведены в табл. 1.2.
Таблица 1.2. Основные сведения о зарубежных РДТТ [7,8]
Ракета
«Спэйс-Шаттл», США
Стартовый ускоритель
SRM
PHLLV,CII1A
I ступень, «Кастор 120»
П ступень, «Op6yc-21D»
Стартовый ускоритель
«Кастор-IVA»
РН «Ариан-5», ЕКА
Стартовый ускоритель,
MPS
РН «Н-П-А», Япония
Стартовый ускоритель,
SRB-A
Масса
суммарная/
топлива, кг
583 000/
501000
52850/48800
10 640/9800
11630/10130
277 000/
237 000
76 500/
65 000
Длинах
диаметр, м
45,5 х 3,62
9,02 х 2,36
3,18x2,33
9,02x1,01
24,73 х 3,04
15,2 х 2,5
ТягаР,
кН
11790
1554
183,2
490,8
5400
2300
Время
работы
тР,с
123
82,7
154
82,7
129
100

24
1. Общие сведения о РДТТ
Окончание табл. 1.2
Ракета
«Минитмен-3», США
I ступень
П ступень
Ш ступень
MX, «Пискипер», США
I ступень
П ступень
Ш ступень
«Трайдент-1», США
I ступень
Пступень
М-4, Франция
«Першинг-2», США
I ступень
П ступень
Масса
суммарная/
топлива, кг
35 400
22860/20780
87 000
54 000/50 800
19 000/17 750
10 350/9500
20 200/18 800
8800/7920
35 000
7260
/3500
/2600
Длинах
диаметр, м
18,25 х 1,67
7,49 х 1,67
21,5x2,34
11x2,34
4 х 2,34
2,33 х 2,34
10,36x1,88
2,64x1,88
11,05x1,93
10,5 х 1,02
3,4 х 1,02
2,4 х 1,02
Тяга,
кН
890
510
230
2040
700
373
890,8
-
130
100
Время

работы, с
61,6
40
60
70
75
58
61,6
-
70
80
1.7. Основные характеристики продуктов сгорания
смесевых ТРТ
Используемые в современных крупногабаритных (маршевых)
РДТТ смесевые твердые топлива являются высокоэнергетическими
конденсированными системами, в состав которых входят горюче-
связующие вещества, порошкообразные металлические горючие,
окислители и специальные добавки, позволяющие реализовать
преимущества отдельных компонентов и обеспечить необходимые
потребительские свойства твердого топлива [9].
Актуальная задача повышения энергетических характеристик
твердого топлива обусловливает использование в качестве
порошкообразного металлического горючего алюминий, а в качестве
окислителя — перхлорат аммония, октоген или гексоген.
Применение указанных компонентов приводит к тому, что температура в
камере сгорания РДТТ достигает 3600...4000 К, а в окружающую
среду выбрасываются вредные соединения, в частности
мелкодисперсный оксид алюминия, хлористый водород, ионы хлорной
кислоты, оксид и диоксид углерода и др.

J. 7. Основные характеристики продуктов сгорания
25
В связи с этим для
проектирования стендового оборудования,
например, систем разряжения,
отражателей выхлопной струи
продуктов сгорания, а также для
разработки технических средств и
мероприятий для обеспечения
экологической безопасности
необходимо знать теплофизические
характеристики продуктов сгорания
твердотопливных композиций.
Рассмотрим результаты
термодинамических расчетов
процессов горения и равновесного
расширения продуктов сгорания
3800г
3750
3700
3650-
3600
0,15 0,17 0,19 0,21 zM
Рис. 1.3. Влияние относительной
массовой концентрации алюминия
в топливе на значения температуры
и относительного массового
содержания конденсированного
оксида алюминия в продуктах сгора-
смесевого твердого топлива, вы- ния:/?к = ЮМПа
полненных по универсальной
программе «Терра» профессора МГТУ им. Н.Э. Баумана Б.Г. Трусова,
которая является реализацией программы «Астра» применительно
к операционной среде «Windows».
В качестве модельного ТРТ топлива выбрана композиция,
состав которой, заданный массовыми долями компонентов, приведен
в табл. 1.3.
Таблица 1.3. Состав модельного твердого топлива
Компонент
топлива
Перхлорат
аммония
Каучук
Алюминий
Условная
формула
Химическая
формула
NH4C1O4
Сб4,8Н90,6^,89О4,95
А1
Массовая
доля
0,68
0,12
0,2
Энтальпия
образования
А//°/298,15» КДЖ/КГ
-2512
-2800
0
Полная энтальпия
-2044,2
Результаты термодинамического расчета приведены в табл. 1.4
и на рис. 1.3-1.5. В качестве варьируемых параметров
использованы относительное массовое содержание алюминия gAU давление в
камере сгорания рк и геометрическая степень расширения сопла /а.

26
1. Общие сведения о РДТТ
Таблица 1.4. Равновесный состав продуктов
Л.
МПа
4
6
8
10
12
4
6
8
10
12
4
6
8
10
12
4
6
8
10
12
тк,к
3551,27
3593,55
3622,47
3644,21
3661,5
N2
3,10743
3,10835
3,10901
3,10951
3,1099
А12
5J2E-07
5,95Е-07
6,02Е-07
6,01Е-07
5,97Е-07
А1С12
0,09016
0,099481
0,10619
0,1114
0,115637
Дж/(кг • К)
411,809
409,623
408,136
407,016
406,122
N0
0,03629
0,034018
0,032309
0,03094
0,0298
А1О
0,020721
0,017855
0,015902
0,014449
0,013309
А1С13
0,0051781
0,0065742
0,007769
0,0088301
0,0097938
ZK
0,343949
0,343957
0,343986
0,344015
0,344039
NO2
3J3E-O6
3,80Е-06
3,82Е-06
3,82Е-06
3,80Е-06
АЮ2
0,000173
0,000155
0,000142
0,000132
0,000123
А1ОС1
0,028564
0,027261
0,026197
0,025301
0,024528
О
0,050336
0,041062
0,035246
0,031160
0,0280875
NH
0,000613
0,000703
0,000772
0,000827
0,000873
А12О
0,007373
0,006605
0,006038
0,005594
0,005231
А1ОС12
0,000852
0,000986
0,001086
0,001166
0,001233
о2
0,009949
0,008134
0,006991
0,006185
0,005578
NH2
0,000263
0,000350
0,000428
0,000499
0,000565
А12О2
0,000459
0,000412
0,000377
0,000350
0,000327
А1НС1
0,003507
0,004128
0,004604
0,004991
0,005318
Н
1,78084
1,59362
1,46763
1,37393
1,30005
NH3
0,000288
0,000429
0,000569
0,000710
0,000849
А12О3(с)
3,37333
3,37341
3,37370
3,37398
3,37422
А1ОНС1
0,068235
0,077146
0,083725
0,088936
0,093242

1.7. Основные характеристики продуктов сгорания 27
сгорания, моль/кг
н2
8,88075
8,92185
8,95062
8,97261
8,99034
СО
7,29797
7,29882
7,29939
7,29977
7,30004
А1Н
0,002139
0,002188
0,002204
0,002206
0,002199
АЮ2Н2С1
0,002019
0,002674
0,003252
0,003778
0,004263
ОН
0,433657
0,398495
0,373471
0,354148
0,338477
со2
0,451232
0,449971
0,449037
0,448300
0,447691
АЮН
0,098337
0,095668
0,093166
0,090898
0,088848
А1ОНС12
0,009896
0,012835
0,015388
0,017683
0,019785
но2
0,0000782
0,0000788
0,0000787
0,0000781
0,0000774
сно
0,000754
0,000987
0,001192
0,001377
0,001548
НА1О
0,0000347
0,0000368
0,0000379
0,0000386
0,0000390
Электр, газ
7,82Е-06
6,30Е-06
5,358Е-06
4,68Е-06
4Д7Е-06
Н2О
4,61383
4,65576
4,68355
4,70401
4,72003
сно2
0,0000709
0,0000934
0,000113
0,000131
0,000148
НА1О2
0,001229
0,001219
0,001202
0,001184
0,001166
СГ
0,000288
0,000265
0,000247
0,000234
0,000222
С1
0,601605
0,539523
0,497365
0,465821
0,440829
HCN
0,000186
0,000280
0,000376
0,000471
0,000567
АЮ2Н2
0,01222
0,014112
0,015538
0,016687
0,017648
А1+
0,000307
0,000281
0,000262
0,000246
0,000234
НС1
4,56722
4,60715
4,63258
4,65047
4,66378
А1
0,010736
0,009212
0,008183
0,007421
0,006825
А1С1
0,295213
0,278971
0,266374
0,256075
0,247367
Н+
2,ЗЗЕ-12
2,98Е-12
3,50Е-12
3,94Е-12
4,31Е-12

1. Общие сведения о РДТТ
8
0,2802
10 рк, МПа
Рис. 1.4. Влияние давления в камере сгорания на значения температуры
и относительного массового содержания конденсированного оксида
алюминия в продуктах сгорания: zai = 0,15
Г, К; w, м/с; /у п, м/с
р, МПа
0
20
Рис. 1.5. Изменение характеристик продуктов сгорания по длине сопла:
zAi = 0,2;pK= 10 МПа:
1 — р\2 — Т;3 — /уп,;4 — w
Расчетные значения получены в предположении
термодинамического равновесия процессов горения топлива и расширения в
сопле продуктов сгорания. На практике реальные данные несколько
отличаются от расчетных вследствие конечных характерных
времен пребывания и преобразования топлива в газодинамическом
тракте РДТТ.

Глава 2
Основные этапы жизненного цикла РДТТ
Процесс создания двигательной установки на ТРТ состоит из
нескольких взаимосвязанных этапов, первый из которых обусловлен
потребностью в данном изделии и предопределяет все последующие
этапы жизненного цикла.
Существующая в настоящее время классификация этапов
жизненного цикла РДТТ представлена на рис. 2.1.
Достаточно подробно основные этапы конструкторского
проектирования, их взаимосвязь и взаимозависимость изложены в работе
[10]. Остановимся подробнее на этапах опытно-конструкторской
отработки и утилизации РДТТ, причем значение и важность
последнего постоянно увеличиваются.
2.1. Особенности отработки конструкции РДТТ*
Опытно-конструкторская отработка РДТТ проводится в условиях:
• наземных автономных испытаний;
• наземных комплексных испытаний, в процессе которых
подтверждается работоспособность РДТТ при совместной работе с
системами и узлами ракеты;
Техническое
задание
Техническое
предложение
Эскизный
проект
Технический
проект
Опытное
производство РДТТ
i
Опытно-конструкторская
отработка
i
Серийное
производство
Эксплуатация
Утилизация
Рис. 2.1. Основные этапы жизненного цикла РДТТ
Параграф написан при участии канд. техн. наук В.Н. Эйхенвальда.

30 2. Основные этапы жизненного цикла РДТТ
• летных испытаний (ЛИ).
Наземная отработка включает огневые стендовые,
эксплуатационные и другие виды специальных испытаний.
Огневые стендовые испытания РДТТ
Огневые стендовые испытания РДТТ — один из важнейших
этапов создания ракетного комплекса. Их основными задачами
являются проверка работоспособности основных систем и агрегатов
двигателя, подтверждение внутрибаллистических, энергетических,
эксплуатационных и других параметров. В процессе ОСИ
обеспечиваются режимы работы РДТТ, имитирующие реальные условия
эксплуатации и применения, к которым в первую очередь относятся
действия эксплуатационных факторов (температурный диапазон
применения, влажность, воздействие виброударных нагрузок,
реализуемых в процессе жизненного цикла изделия). ОСИ проводятся
и в условиях имитации факторов реальной работы двигательной
установки (положения двигателя на стенде, разрежение
окружающей среды, в некоторых случаях действие полетных перегрузок).
Для определения надежности РДТТ проводят ресурсные
испытания, в которых реализуется ряд неблагоприятных факторов,
что в реальных условиях маловероятно. Это, например, сочетание
максимального давления и минимальной толщины корпуса
двигателя, нижнего значения температурного диапазона эксплуатации и
минимально допустимой величины скорости горения. С этой же
целью проводятся ОСИ в запредельных условиях: расширенный
температурный диапазон эксплуатации, максимальные значения
давления и тяги, превышающие заданные по техническому
заданию (ТЗ), увеличенная или уменьшенная навеска воспламенителя
и пиропатрона. Аварийные ситуации (случайное падение,
воздействие быстролетящего тела, работа узлов аварийного выключения
двигателя) имитируются на специализированных стендах.
Благодаря увеличению объема получаемой в процессе ОСИ
информации, совершенствованию методов ее обработки и анализа,
улучшению метрологических характеристик аппаратуры число
ОСИ в процессе отработки крупногабаритных РДТТ было
сокращено с 30-40 в 60-е годы XX в. до 8-10 в начале XXI в.
Наземные ОСИ состоят из трех этапов:
• предварительные ОСИ;

2.1. Особенности отработки конструкции РДТТ
• конструкторские испытания;
• контрольные испытания.
На этапе предварительных ОСИ проверяется правильность
конструкторских решений, заложенных в проекте. На этапе
конструкторских испытаний проверяется работоспособность выбранной
конструкции РДТТ и его элементов, а также выполняется
предварительный анализ возможности выполнения ТЗ по внутрибалли-
стическим и энергетическим параметрам. С проведения ОСИ этого
этапа, как правило, начинаются эксплутационные работы.
Контрольно-сдаточные испытания проводятся на конструкции
двигателя и заряда, положительно зарекомендовавших себя на
предыдущих этапах. На этом этапе окончательно подтверждается
работоспособность РДТТ в заданном температурном диапазоне и
предварительно оценивается достигнутый уровень надежности.
Заключительным этапом наземной отработки являются
межведомственные испытания (МВИ), которые проводятся на
окончательно выбранной конструкции двигателя, его узлов и агрегатов.
Как правило, к моменту проведения МВИ двигатель в составе
изделия уже прошел испытания в условиях натурных пусков. Стендовые
испытания могут выполняться как с полномасштабными РДТТ, так
и с их моделями. Стендовые испытания бывают огневые и
холодные. При холодных испытаниях горения топлива не происходит
(гидро-, пневмо-, виброиспытания, имитация осевых перегрузок и
др.). Испытания РДТТ высотных ступеней и двигателей,
работающих в условиях разрежения, проводятся в специализированных
вакуум-стендах или с использованием газодинамических диффузоров.
Прочностные характеристики РДТТ проверяют на
виброударных стендах с последующими огневыми испытаниями. На
специальных стендах гидро- и пневмоиспытаний проверяется также
прочность РДТТ при действии перепада давления, изгибающих
моментов, перегрузок.
Для имитации перегрузок, действующих на РДТТ в полете,
проводятся испытания в условиях вращения на специальных стендах.
Эксплуатационные испытания РДТТ
К эксплуатационным испытаниям относятся:
• климатические;
• транспортные;

32 2. Основные этапы жизненного цикла РДТТ
• испытания по подтверждению гарантийных сроков хранения;
• проверки безопасности обращения с изделиями в аварийных
ситуациях.
К климатическим испытаниям относятся испытания
переменным термостатированием, воздействие вакуума, биофакторов и
атмосферного электричества, стойкость при действии влаги,
солнечной радиации.
Транспортные испытания проводятся как в составе двигателя,
так и изделия (комплекса) в целом, на специально оборудованном
транспортном средстве. В последнее время натурные
транспортные испытания в большинстве случаев заменяются
вибрационными. Режимы этих испытаний назначаются по результатам расчетов
для обеспечения нагрузок, эквивалентных реальным. Перед
проведением таких испытаний должны быть выполнены тепловые
расчеты и (или) исследования, подтверждающие отсутствие загорания
заряда при его трении в местах соприкосновения с деталями
двигателя.
Испытания по подтверждению гарантийных сроков
хранения включают этапы изучения механизма протекания процессов
старения в топливе, бронепокрытии, защитно-крепящем слое,
ускоренные испытания, а также работы длительного опытного
хранения.
Безопасность обращения с изделиями подтверждается в
специально имитируемых аварийных ситуациях:
• падение РДТТ;
• прострел пулей или осколком;
• срабатывание узлов аварийного выключения двигателя.
Условия проведения испытаний должны назначаться в
строгом соответствии с условиями эксплуатации комплекса.
Результатом проверок эксплуатационных испытаний могут быть:
отсутствие воспламенения, горение, взрыв, детонация.
Летные испытания являются завершающим этапом опытно-
конструкторской отработки и проводятся с окончательно
выбранной конструкцией РДТТ, прошедшей ОСИ и эксплуатационные
испытания. По результатам летных испытаний судят о
работоспособности РДТТ в натурных условиях полета изделия. В процессе
ЛИ определяются внутрибаллистические и энергетические
параметры, виброударные нагрузки, определяются температура и
перемещение отдельных узлов и агрегатов РДТТ.

2.2. Утилизация и ликвидация РДТТ и зарядов ТРТ 33
Методика опытно-конструкторской отработки РДТТ детально
изложена в соответствующих государственных стандартах и
отраслевых нормативных документах.
2.2. Утилизация и ликвидация РДТТ и зарядов ТРТ
Заключительный этап жизненного цикла РДТТ тесно связан с
ракетой-носителем, на которой он установлен, и может быть
реализован следующим образом:
1) запуск ракет-носителей по программе доводочных
испытаний, а также испытаний на подтверждение гарантийного срока
хранения РДТТ;
2) применение по назначению (боевое применение). Здесь
необходимо отметить усилия мирового сообщества и нашего
государства, направленные на предотвращение начала третьей
мировой войны, которые привели к разработке договоров по
сокращению стратегических наступательных вооружений;
3) утилизация межконтинентальных баллистических ракет,
предусмотренная международными договорами по сокращению
наступательных вооружений, а также по истечении гарантийного срока.
Рассмотрим некоторые технические и экологические аспекты
утилизации РДТТ [11, 12]. Согласно заключенным Россией
международным договорам, ликвидации подлежат российские
межконтинентальные баллистические ракеты стратегического назначения,
в разное время принятые на вооружение. Большинство ракет
является трехступенчатыми (см. табл. 1.1). Кроме того, в состав ракеты
входят еще малые двигатели (несколько десятков штук), которые
служат для отделения отработавших ступеней ракет, для их
торможения или обеспечивают работу ОУ и других систем.
Материалы, входящие в состав РДТТ, можно сгруппировать
следующим образом:
• композитный материал на основе стекло- и органопластика
с нанесенным на внутреннюю поверхность теплозащитным
покрытием из термостойкого каучука (корпуса двигателей);
• углерод-углеродный композитный материал,
высокопрочные графиты и тугоплавкие металлы и их сплавы (сопловой блок);
• металлические элементы конструкции из легированных
сталей, хромоникелевых и титановых сплавов.

34
2. Основные этапы жизненного цикла РДТТ
В составе ракетного двигателя основную часть занимает ТРТ,
как правило, прочно скрепленное с внутренней стенкой корпуса
двигателя. Поскольку ТРТ не рекомендуется подвергать ударам,
пилить, резать, нагревать и другим физическим воздействиям, то
его трудно безопасно отделить от корпуса РДТТ. При этом следует
также учитывать, что ТРТ имеет такую плотную структуру, что
оно не растворяется в керосине, бензине и других растворителях.
Следовательно, необходима разработка специальных методов
утилизации как самого ТРТ, так и элементов конструкции РДТТ.
Обобщенная схема утилизации РДТТ и ликвидации зарядов
смесевого ТРТ, выполненных из композитных материалов,
приведена на рис. 2.2 [12]. Для утилизации зарядов смесевого ТРТ пред-
Разборка РДТТ
1
Сопловой
блок
i
Устройство
воспламенения
Проверка качества
i
Корпус
с зарядом
t
i
Вспомогательные
элементы
корпуса с зарядом
Методы утилизации (уничтожения) заряда
Сжигание
Гидрорезка
Химический
Физико-
механический
Взрыв
Продукты утилизации, разрушения заряда
X
X
Продукты
сгорания
Пульпа,
крошка
Пульпа
Куски,
крошка
Пульпа
Продукты взрыва,
куски
Крошка
Пульпа
Извлечение
химических
веществ
Добавка в
промышленное
взрывчатое
вещество
Выделение
крошки
X
Добавка в ПВВ
Очистка
Шлаки Продукт взрыва Отходы
X
Продукты
взрыва
X
Регенерация
перхлорат
аммония
Отходы
И
Сжигание
*J Захоронение
Рис. 2.2, Обобщенная схема утилизации РДТТ и ликвидации зарядов
смесевого ТРТ

2.2. Утилизация и ликвидация РДТТ и зарядов ТРТ 35
ложен целый ряд методов, основанных на двух различных физико-
химических принципах:
• уничтожение заряда путем подрыва или сжигания;
• удаление топлива из корпуса РДТТ.
К первым методам можно отнести подрыв или сжигание на
открытой площадке или открытом стенде; сжигание на стенде,
оборудованном специальной системой нейтрализации вредных
продуктов сгорания, при высоком или низком давлении в камере
сгорания; сжигание с флегматизацией части поверхности заряда
твердого топлива.
Вторые методы включают гидродинамическое разрушение
топлива струей воды, подаваемой во внутрикамерный объем под
высоким давлением; механическую резку топлива; химические
методы деструкции топлива; криогенное разрушение топлива;
биохимическое разложение (биодеструкция топлива).
Каждому из перечисленных методов присущи определенные
недостатки. В частности, методы подрыва и сжигания топлива,
являясь ликвидационными, не позволяют полностью утилизировать
топливо, а также корпус РДТТ. Химическое разложение
растворителями или химикатами основывается на необходимости
диспергирования топлива в порошок, что является опасным технологическим
процессом. Метод гидродинамического разрушения состоит в
следующем: струя воды под высоким напором разбивает монолитный
заряд топлива на куски, а потом превращает его в порошкообразное
состояние. Однако наряду с положительными опытами
практической реализации данного метода наблюдались и аварийные
ситуации, когда топливо загоралось. Кроме того, выделить из порошка
полезные компоненты весьма трудоемко и малорентабельно.
Методы криогенного разрушения, биодеструкции и другие в
настоящее время до конца не разработаны и для промышленной
реализации требуют дополнительных исследований.
Достаточно простым является утилизация топлива методом
сжигания в составе РДТТ с использованием стендовых комплексов.
Объективные предпосылки к внедрению данного метода
заключаются в отработанности технологических процессов подготовки
РДТТ (контроль качества заряда, сборка, транспортные операции,
настройка системы регистрации и т. п.) к проведению ОСИ. Также
приходится учитывать тот факт, что в течение времени работы
РДТТ (порядка 60... 100 с) в окружающее пространство выбрасы-

36
2. Основные этапы жизненного цикла РДТТ
Рис. 2.3. Принципиальная схема стенда для утилизации ТРТ методом
сжигания:
1 — железобетонный бокс; 2 — компрессорная станция; 3 — центробежный
сепаратор конденсированной фазы (воды и оксида алюминия); 4 — диффузор; 5 —
камера смешения; 6 — РДТТ
вается большое количество содержащих вредные вещества
продуктов сгорания. Так, при запуске ракеты-носителя РС-12М
«Тополь» двигатели I, II и III ступеней за время работы выбрасывают в
атмосферу соответственно 10195, 4220 и 1760 кг конденсированной
фазы [11]. Поэтому оборудование для очистки и нейтрализации
продуктов сгорания является достаточно большим, сложным и
дорогостоящим. Принципиальная схема стенда для утилизации ТРТ
методом сжигания, отвечающего требованиям экологической
безопасности, показана на рис. 2.3 [12].
В целях понижения нагрузки на утилизируемый РДТТ и
стапельное оборудование актуальным является сжигание заряда без
соплового блока двигателя, а поскольку избыточное давление в
камере сгорания практически отсутствует, то топливо горит
медленнее и в единицу времени образуется меньше продуктов сгорания
и существует возможность полной очистки продуктов сгорания
топлива в специальных скрубберах в процессе работы двигателя.
В этом случае все растворимые вещества полностью переходят в
раствор, а твердые вещества (оксид алюминия) выпадают в осадок
и улавливаются в донной части скрубберов. По предварительным
оценкам при этом методе утилизации ТРТ степень очистки
вредных веществ составляет 98 % по хлористому водороду и 98,5 % по
оксиду алюминия. Хлористый водород можно нейтрализовать
щелочью NaOH, при этом образуется поваренная соль NaCl марки

2.2. Утилизация и ликвидация РДТТ и зарядов ТРТ
37
«техническая», которая широко применяется в химической
промышленности. Оксид алюминия после сушки можно вторично
использовать в промышленности для изготовления абразивных
кругов, высокотемпературных электроизоляторов и др.
Продукты сгорания ТРТ после очистки от вредных примесей
поступают в атмосферу. Однако какая-то часть продуктов сгорания
может попадать в атмосферу без очистки и рассеиваться в пространстве,
что необходимо учитывать как при разработке установки для
утилизации, так и при застройке близлежащих территорий объектами
жилищного и социально-промышленного назначения.
Зона рассеивания поступающих в атмосферу продуктов
сгорания определяется, как правило, расчетом. Методика учитывает
скорость выброса газообразных веществ и аэрозолей из заводских
труб, их температуру и атмосферные условия: температуру
атмосферного воздуха, скорость и направление ветра, а также другие
специфические показатели состояния приземного слоя атмосферы.
Таблица 2.1. Предельно-допустимые концентрации
некоторых соединений [11]
Вещество
Оксид алюминия
А12О3 (корунд в
виде аэрозоля) в
пересчете на алюминий
Хлористый
водород НС1
Водород
цианистый
Оксид углерода
(угарный газ) СО
Предельно-допустимая концентрация, мг/м3
среднесуточная
0,01
0,1
0,01
3
максимально-
разовая
0,3
5
рабочей зоны
2
5
20
При проведении экологической экспертизы утилизации РДТТ
и ТРТ по различным расчетным методикам необходимо знать
предельно допустимые концентрации каждого вредного вещества,
которые в том или ином количестве могут поступать в атмосферу
при сжигании ТРТ (табл. 2.1).
Для уничтожения ракет средней и межконтинентальной
дальности в странах НАТО (США, Великобритания, Франция, ФРГ)

38 2. Основные этапы жизненного цикла РДТТ
были составлены собственные программы утилизации и
ликвидации РДТТ. Причем, согласно принятым программам, РДТТ и
заряды ТРТ утилизируются путем сжигания на переоборудованных
стендах, а также методом гидродинамического разрушения
топлива с последующим сбором и повторным использованием
утилизируемых элементов и компонентов.

Глава 3
Стендовые испытания и отработка
ракетных двигателей на твердом топливе
Недостаточно полные знания о закономерностях протекания
рабочих процессов в РДТТ, сложность прогнозирования свойств
конструкционных материалов в условиях конкретных РДТТ, высокие
требования к надежности функционирования систем — все это
обусловливает необходимость их экспериментальной отработки.
3.1. Программа стендовой отработки
Одно из основных требований при создании современных
РДТТ заключается в том, что при отработке двигателя должно
использоваться ограниченное количество экземпляров. В связи с
этим разработка в сжатые сроки и с минимальными стоимостными
затратами двигательной установки, обладающей высокой
надежностью и безопасностью, наряду с конструктивными и
технологическими факторами определяется стендовыми испытаниями и
отработкой, проводимыми по определенным программам.
3.1.1. Основные сведения о стендовой отработке РДТТ
Этап огневой стендовой отработки является самым
трудоемким, продолжительным и дорогостоящим этапом в процессе
создания РДТТ. В связи с этим вопросы оптимального планирования
этапа отработки, в частности разработка оптимальных программ
ОСИ, особо актуальны. Поскольку основным критерием, наиболее
полно характеризующим работу РДТТ, является вероятность его
безотказной работы или надежность, программа испытаний
должна базироваться на тщательно продуманной модели работы
испытуемого объекта, которая бы связывала измеряемые при
испытаниях параметры с критерием надежности отрабатываемого эле-

40 3. Стендовые испытания и отработка РДТТ
мента, узла и двигателя в целом. Такой подход позволяет
определить перечень основных параметров, которые должны измеряться
при испытаниях с регламентируемой точностью.
Накапливаемые при испытаниях статистические данные
являются исходным материалом для решения системы уравнений,
описывающих выбранную математическую модель испытуемой
системы. Получение достоверных фактических параметров с
потребной точностью сопряжено с решением целого ряда сложных задач,
связанных с выбором соответствующих систем измерения при
испытаниях, разработкой требований к техническим средствам,
обеспечивающим высококачественные результаты испытаний,
условиям их проведения, к обработке информации. Решение
поставленных задач позволяет создать обоснованную и приближенную к
оптимальной программу испытаний. Программа
экспериментальной отработки РДТТ должна включать в себя следующие
основные сведения:
• цель и задачи испытаний, число испытаний;
• необходимые данные об объекте испытаний;
• условия подготовки и проведения испытаний;
• требования к техническим средствам и оборудованию для
проведения испытаний;
• требования к системе измерений;
• перечень измеряемых параметров и определяемых
характеристик, их ожидаемые значения;
• программы функционирования (ОУ, узлов отсечки,
механизмов раздвижки сопла и др.);
• количество, тип и место установки измерительных
преобразователей на объекте испытаний;
• особенности ауди- и видеорегистрации процесса испытаний;
• алгоритм регистрации быстро и медленно изменяющихся
параметров;
• способы проведения градуировки и калибровки
измерительных каналов;
• методы дешифровки и обработки результатов измерений;
• содержание предпусковых проверок и критерии оценки их
результатов;
• требования к проведению пуска РДТТ;
• условия и методы анализа состояния элементов и узлов
конструкции РДТТ после испытаний;

3.1. Программа стендовой отработки
• методы и критерии оценки характеристик РДТТ и состояния
материальной части;
• перечень конструкторской и технологической
документации, необходимой для подготовки и проведения испытаний.
Большой объем работ, продиктованный программой
экспериментальной отработки РДТТ, требует обязательного планирования
наземной отработки. План проведения испытаний составляется с
учетом этапности отработки, производительности испытательной
базы, заданных сроков отработки и прочих условий. Основой
плана является комплекс экспериментальных подпрограмм,
направленных на решение частных задач отработки. Применительно
к отработке РДТТ частные подпрограммы могут включать
отработку узлов воспламенения и отсечки тяги, достижение требуемой
стойкости теплозащиты, отработку (агрегатную или комплексную)
системы управления тягой и т. д. По существу, фактический план
экспериментальной отработки должен координировать этапность
отработки РДТТ в зависимости от ряда объективных факторов и
определять сроки реализации частных программ.
Поскольку число натурных РДТТ, подвергаемых ОСИ,
ограничено, большое значение приобретает статистический метод
получения оценок надежности. Использование этого метода налагает
весьма жесткие требования к проведению различных этапов
испытаний. С позиций оценки надежности всю систему РДТТ можно
разделить на три основные подсистемы:
• заряд — воспламенитель;
• корпус двигателя — бронировка — теплозащитные покрытия;
• ОУРДТТ.
При этом результаты испытаний РДТТ оцениваются по
данным работы каждой из основных подсистем в отдельности.
Несмотря на то что на этапе опытно-конструкторских испытаний
двигатель не является еще полным подобием окончательного
варианта, это не препятствует оценке надежности подсистем,
соответствующих в основном системам летного варианта.
Надежность РДТТ определяют следующим образом. Для
каждой основной подсистемы определяется число испытаний,
результаты которых могут быть использованы для расчета. Минимального
числа испытаний требует эквивалентный двигатель. Чтобы
рассчитать надежность эквивалентного двигателя, необходимо
определить число известных неудачных испытаний, которые произош-

42
3. Стендовые испытания и отработка РДТТ
ли в ходе последних N испытаний каждой подсистемы. Кроме
того, отказы, причины которых неизвестны или не связаны с
основными подсистемами, произвольно приписываются одной из них.
Расчетная надежность проекта определяется как произведение
надежности конструкции и надежности получения требуемых
характеристик. Надежность конструкции определяется анализом
результатов испытаний с учетом дисперсии прочностных факторов.
Надежность характеристик устанавливается по статистическим
данным испытаний, связанным с оценкой разброса значений
основных параметров: удельного импульса, давления, показателя
степени в формуле скорости горения и т. д. Двигатель с таким
разбросом может быть смоделирован с использованием информационных
технологий и численных методов математического анализа на
ЭВМ. В результате каждого испытания получают выходные
параметры, а полный разброс этих параметров вычисляют по
результатам нескольких циклов моделирования.
Результаты обработки большого количества ОСИ РДТТ и
кривые надежности приведены в работе [1] (рис. 3.1). На рисунке по
оси ординат отложена надежность Ro конкретного РДТТ, равная
отношению успешных испытаний к полному числу испытаний, а
по оси абсцисс — число испытаний N. Начало кривых (первое
испытание) соответствует завершению исследовательского этапа
стендовых испытаний. Линии I, II, III соответствуют завершению
отдельных этапов летных испытаний РДТТ.
В этой же работе указывается, что для РДТТ диаметром 6,6 м
с ОУ после завершения программы ОСИ 15 двигателей ожидаемая
надежность первого летного пуска составляет 0,95. На этапе
завершения стендовой отработки и летных испытаний значение
надежности РДТТ может составлять Ro = 0,995.
10 20 30 50 100 200 N
Рис. 3.1. Зависимость фактора надежности трех
различных РДТТ от числа испытаний на этапе отработки

3.1. Программа стендовой отработки
3.1.2. Информативность ОСИ РДТТ
При всем разнообразии конструктивного исполнения РДТТ
можно выделить основные характеристики и параметры, которые
на различных этапах отработки могут служить исходными
данными для оценки надежности и работоспособности РДТТ как
объекта испытания:
• внутрибаллистические характеристики;
• энергетические и тяговые характеристики;
• характеристики ОУ;
• массовые характеристики;
• работоспособность элементов и узлов конструкции
двигателя;
• характеристики эксплуатационной надежности.
Внутрибаллистические характеристики РДТТ определяются
характером изменения давления в камере по времени работы
двигателя. При испытании должно производиться измерение текущего
давления в контрольных точках камеры сгорания pK(t). По
результатам обработки данных измерений определяются:
• максимальное (/w) и минимальное (рт\п) давление;
• импульс тяги /т;
• средние интегральные значения давления на характерных
участках j-k работы РДТТ pjk;
• максимальное значение градиента изменения давления в КС
РДТТ ApjAt;
• расходный комплекс (3;
• время задержки начала процесса работы РДТТ тзад;
• полное время работы двигателя тдв;
• время выхода двигателя на режим твр;
• время горения заряда т3;
• время спада давления тсп;
• моменты времени достижения характерного значения
параметров РДТТ;
• средняя скорость горения топлива мср;
• средний массовый расход топлива тср.
Энергетические и тяговые характеристики РДТТ
определяются характером изменения тяги двигателя по времени. В процессе
испытания измеряется текущее значение тяги двигателя P{i). По
результатам обработки данных измерений определяются:

44 3. Стендовые испытания и отработка РДТТ
• значение тяги в пустоте Pn(t);
• максимальное и минимальное значения тяги Pmax, Pmin;
• максимальное абсолютное значение градиента изменения
тяги АР/At;
• импульс тяги /т на характерных участках работы РДТТ;
• среднее интегральное значение тяги Рд на характерных
участках работы РДТТ;
• опытное значение пустотного удельного импульса РДТТ
при фактической степени расширения сопла/уп;
• опытное значение суммарных потерь пустотного удельного
импульса РДТТ при фактической степени расширения сопла/а;
• экспериментальное значение коэффициента пустотной
тяги Ктп.
Характеристики ОУ РДТТ оцениваются по следующим
измеряемым параметрам:
• управляющее усилие Ry\
• регулирующий фактор (угол поворота исполнительного
органа, расход газа или жидкости и т. д.);
• шарнирный момент Мш;
• момент трения М^\
• момент асимметрии Мас;
• момент позиционный МП03;
• относительная эффективность ОУ /?у;
• градиент позиционного момента кпоз;
• параметры рулевого привода;
• коэффициенты сравнительной оценки.
Массовые характеристики РДТТ определяются взвешиванием
основных элементов, узлов двигателя до и после испытания.
Работоспособность элементов и узлов конструкции РДТТ
оценивается комплексом характеристик. Для их определения служат
параметры, измеряемые при стендовых испытаниях:
• вибрация элементов и узлов;
• деформация;
•. перемещения (удлинения);
• температура на наружной поверхности элементов и узлов
РДТТ;
• температура газа внутри РДТТ (в характерных зонах);
• тепловые потоки.

3.2. Этапы стендовой отработки
Проводится также анализ состояния элементов и узлов
двигателя:
• изменение геометрии элементов РДТТ под воздействием
потока продуктов сгорания, в частности изменение площади
критического и выходного сечений сопла;
• толщины унесенных 8ун и прококсовавшихся слоев
теплозащитных покрытий (ТЗП);
• толщины слоев ТЗП, сохранившихся после работы.
3.2. Этапы стендовой отработки
Стендовую отработку РДТТ в зависимости от главных задач,
стоящих перед конкретной серией испытаний и достигнутой
степени отработки двигателя, можно разделить на несколько
основных этапов [10]:
1) научно-исследовательские;
2) предварительные;
3) доводочные (чистовые доводочные);
4) приемосдаточные (контрольные);
5) контрольно-выборочные.
Научно-исследовательские испытания (первый этап), как
правило, проводятся с целью изучения рабочих процессов, протекающих
в двигательной установке и ее агрегатах. Изучение указанных
процессов связано с разработкой и применением новых топлив,
принципиально новых конструкторских решений, перспективных
конструкционных материалов, а также с появлением новых средств
диагностики. Программы научно-исследовательских испытаний весьма
разнообразны и их выполнение часто требует разработки новейших
методов и средств проведения испытаний, средств измерений. В
основном научно-исследовательские испытания проводятся на
специальных установках, модельных или лабораторных двигателях,
которые позволяют с определенной степенью достоверности получить
информацию об объекте исследования. Например, могут
исследоваться энергетические характеристики новых топлив, процессы их
воспламенения и горения, выполняться дисперсный и химический
анализы конденсированных продуктов сгорания. Результаты научно-
исследовательских испытаний непосредственно используются при
проектировании перспективных двигателей.

46 3. Стендовые испытания и отработка РДТТ
Второй, третий и четвертый этапы называют
опытно-конструкторскими испытаниями. Они проводятся на натурных образцах
двигателя в комплектации, близкой к летному варианту.
Опытно-конструкторские испытания выполняются с целью
оценки работоспособности элементов, узлов и выбранного варианта
(вариантов) двигательной установки, а также для определения основных
ее характеристик. При этом на этапе предварительных испытаний
производится начальная оценка работоспособности материальной
части РДТТ, проверяется правильность заложенных в двигатель
конструкторских решений, выявляются наиболее уязвимые и слабые
места, проводится предварительная оценка основных параметров
РДТТ. В отдельных случаях на этапе предварительных испытаний
осуществляется принципиальное изменение отдельных узлов или
агрегатов с целью обеспечения оптимальных характеристик.
На этапе доводочных испытаний производится окончательная
доводка узлов и агрегатов, обеспечивается соответствие основных
характеристик тактико-техническому заданию.
Приемосдаточные испытания обычно предшествуют сдаче
разработанного образца двигателя заказчику. На них
подтверждается соответствие основных характеристик двигательной
установки тактико-техническому заданию.
Контрольно-выборочные испытания — испытания выборки от
партий — проводятся в период серийного изготовления двигателя
с целью подтверждения соответствия основных характеристик
РДТТ требованиям тактико-технического задания. Программа
контрольных испытаний не предусматривает каких-либо изменений
или доработки элементов конструкции двигателя. Кроме того, в
процессе серийного производства проводятся
контрольно-технологические испытания, задача которых заключается в
подтверждении качества изготовления РДТТ.
3.3. Организация стендовых испытаний РДТТ
Обеспечение качественной стендовой отработки РДТТ требует:
• использования надежных и точных средств измерения;
• разнообразных технических средств для подготовки и
проведения испытаний;
• высокой организации испытаний.

3.3. Организация стендовых испытаний РДТТ 47
Экспериментальная отработка РДТТ осуществляется на
специальных испытательных базах. Это, как правило, комплекс
инженерно-строительных сооружений с необходимыми средствами для
подготовки и проведения различного вида стендовых испытаний.
Для наземной отработки РДТТ стендовая база должна включать:
• испытательные стенды;
• измерительные лаборатории;
• сборочные цехи;
• цехи дефектации;
• складские помещения, термостаты и холодильные камеры;
• вычислительный центр.
Процесс ОСИ каждой двигательной установки состоит из трех
основных стадий: подготовительные работы; испытания; анализ и
оценка результатов.
Подготовительные работы заключаются в проработке
технической документации на двигатель и составлении необходимых
технических заданий службам испытательной базы, проведении
комплектации и входного контроля комплектующих элементов
двигателя, поступивших для испытания, сборке и снаряжении двигателя,
его термостатировании, подготовке стендового оборудования и
систем измерения основных параметров и систем управления
процессом огневых испытаний.
Стадия испытания состоит из следующих этапов:
• транспортировка двигателя к стенду;
• установка двигателя на стенде;
• установка на двигателе первичных преобразователей;
• стыковка бортовой и наземной кабельных сетей;
• предпусковые проверки;
• установка пиросредств;
• запуск двигателя;
• послепусковые регламентные проверки и работы.
Стадия анализа и оценки результатов, в свою очередь, состоит
из следующих этапов:
• обработки и анализа результатов измерений;
• дефектации материальной части двигателя;
• составления отчета по испытанию.
Рассмотрим подробнее некоторые из этапов работ, проводимых
на различных стадиях процесса стендовой отработки двигателя,
предварительно отметив следующее. Работы, выполняемые в про-

48 3. Стендовые испытания и отработка РДТТ
цессе подготовки и проведения ОСИ РДТТ, являются огне- и
взрывоопасными, поэтому на производственных участках
испытательных баз необходимо осуществлять специальный режим техники
безопасности, а также режим повышенной требовательности и
тщательного исполнения положений и норм соответствующих
нормативных документов. Кроме того, для возможного проведения комплекса
работ с использованием зарядов ТРТ и средств пироавтоматики,
представляющих собой высокоэнергетические конденсированные
системы, необходимы аттестованные специально помещения, а также
лицензии и разрешения соответствующих органов, в частности
профильных ведомств, Госгоркотлотеплонадзора и др.
Правила техники безопасности включают в себя мероприятия
по безопасной подготовке и проведению работ и определяют
требования к испытательным стендам, сборочным цехам,
испытательным площадкам, испытательному оборудованию,
измерительным системам и к подъемно-транспортным средствам.
Основные требования техники безопасности испытаний РДТТ:
1) все производственные помещения, стенды, лаборатории по
своему устройству должны соответствовать правилам создания
огне- и взрывоопасных предприятий с соблюдением безопасных
внешних и внутренних расстояний;
2) оборудование и инструмент, применяемые при
производстве работ, должны быть в безыскровом исполнении и исключать
образование статического электричества;
3) при работе с зарядами, воспламенителями и
пиротехническими средствами не допускаются толчки, удары, волочение и
другие механические воздействия;
4) погрузочно-разгрузочные работы должны быть
механизированы, а грузоподъемные механизмы — во взрывобезопасном
исполнении;
5) транспортные средства надлежит специально оборудовать с
целью исключения перемещения изделия при его перевозке и
исключения попадания на изделия искры от выхлопных газов
двигателя машины. Так, например, используются специальные
автомашины с передним выхлопом;
6) запрещается применение нагревательных и других
электроприборов с открытыми тепловыделяющими элементами;
7) на рабочем месте должно находиться минимально
возможное количество исполнителей.

3.3. Организация стендовых испытаний РДТТ ^9
На основании этих требований для всех взрыво- и
пожароопасных производственных участков разрабатываются рабочие
инструкции по технике безопасности, которые должны
содержать:
• правила допуска исполнителей к работе и их предельно
допустимое количество на рабочем месте;
• порядок и последовательность производства работ,
обращения с комплектующими элементами двигательной установки, с
испытательным оборудованием, приборами, вспомогательными
материалами;
• характеристику опасности проводимых операций, правила
безопасного ведения работ, перечень предупредительных мер;
• правила содержания рабочего места, оборудования,
приспособлений и инструмента;
• правила хранения комплектующих узлов РДТТ (зарядов,
воспламенителей, пиросредств);
• правила и места уничтожения взрывоопасных элементов и
материалов.
Комплектация изделий для испытания производится в
соответствии с технической документацией, в которой указаны номера
комплектующих элементов, условия их транспортировки и
хранения, сроки годности.
Входной контроль объекта испытания подразумевает проверку:
• наличия сопроводительной технической документации и
правильности ее оформления;
• сохранности окраски и маркировки;
• отсутствия видимых повреждений элементов и узлов;
• соответствия заводских номеров на изделиях и в
сопроводительной документации.
Сборка и снаряжение РДТТ осуществляется только в
специализированных цехах в строгом соответствии с технологическими
регламентами на аттестованном и проверенном оборудовании.
Все работы, связанные с дефектацией зарядов, проверкой
пиротехнических средств, проверками на герметичность, должны
проводиться по соответствующим инструкциям. Термостатиро-
вание двигателей перед ОСИ должно выполняться в специально
оборудованных термо- или холодильных камерах, отвечающих
требованиям техники безопасности, по режиму, заданному
программой испытаний. Доставка РДТТ на стенд производится на

50 3. Стендовые испытания и отработка РДТТ
специально оборудованных транспортных средствах по графику,
разрабатываемому на период проведения испытаний.
Стадия испытаний проходит под непосредственным
руководством руководителя испытаний, которому подчиняется стендовая
бригада во главе с руководителем стендовой бригады, и
измерительная бригада во главе с руководителем службы измерений.
Руководитель стендовой бригады обеспечивает настройку и
эксплуатацию испытательного оборудования, отвечает за установку
двигателя на стенде, установку пиросредств, выполнение мер
безопасности.
Руководитель бригады измерений обеспечивает подготовку и
эксплуатацию системы измерений и управления и кинотелеаппа-
ратуры, установку первичных измерительных преобразователей на
двигатель, стыковку бортовой и наземной кабельной сети.
Команды руководителя испытаний на выполнение тех или
иных операций при испытаниях и доклады руководителей служб о
принятии и выполнении этих команд объявляются по
громкоговорящей связи, которой оборудован испытательный стенд.
Испытательные стенды имеют также систему сигнализации, с помощью
которой подается информация о степени готовности двигателя к
пуску. Процесс работы двигателя наблюдается с помощью
промышленных телевизионных установок с одновременной записью
видеоизображений на видеопленку или непосредственно на
жесткий диск ЭВМ.
Аналоговая информация о параметрах, измеряемых при
работе двигателя, поступает в вычислительный центр, где по заранее
разработанным программам обрабатываются результаты
испытаний и представляют их в удобной для работы оператора и
проектировщика форме.
После проведения испытаний двигатель поступает в цех де-
фектации, где осуществляется осмотр материальной части,
измерение необходимых геометрических размеров и взвешивание
двигателя в целом и его отдельных узлов.
Результаты обработки данных измерений и акты дефектации
поступают к руководителю испытаний для проведения анализа и
составления отчета по испытанию.

Глава 4
Технические средства
и испытательное оборудование
Во многом сдача в эксплуатацию РДТТ, разработанного в
короткие сроки и с минимальными экономическими затратами,
определяется экспериментальной отработкой, которая проводится на
специальных комплексах и станциях, основу которых составляют
испытательные стенды, стапельное оборудование, специальное оборудование для
проведения ОСИ крупногабаритных РДТТ, в частности средства
имитации высотных условий работы, средства для определения
управляющих и возмущающих сил, возникающих в процессе работы
двигательной установки. Рассмотрим каждую из этих систем.
4.1. Испытательные стенды
Огневые стендовые испытания РДТТ проводятся при
горизонтальной, вертикальной, либо наклонной ориентации двигателя
относительно поверхности земли. Поэтому различают стенды
горизонтальные, вертикальные, наклонные.
С целью обеспечения качественной отработки различного
класса РДТТ в США, например, действует разветвленная сеть
испытательных стендов, отвечающих современным требованиям.
На предприятии по производству твердых топлив фирмы «Аэ-
роджет» имеются стенды, рассчитанные на огневые испытания
крупных РДТТ как в горизонтальном, так и вертикальном
положении [1]. Например, РДТТ диаметром до 3 м, длиной до 24 м и
тягой порядка 5800 кН испытываются на горизонтальных стендах.
На стенде для РДТТ диаметром 4,5 м и тягой 13 500 кН двигатель
может быть установлен как в горизонтальном, так и вертикальном
положении. Есть вертикальный стенд, на котором можно
проводить испытания очень мощных РДТТ диаметром 6,6 м и тягой
33 700 кН соплом вверх, при этом заливка и полимеризация
топлива осуществляются прямо на стенде.

52 4. Технические средства и испытательное оборудование
Фирма «Юнайтед Техколоджи» располагает тремя
горизонтальными стендами, рассчитанными на огневые испытания РДТТ с
тягой 1120, 9000 и 18000 кН [1]. Для сборки крупных сегментных
зарядов в условиях стенда используется кран грузоподъемностью
2000 кН. На опытных стендах фирмы «Макгрегор» проводят
испытания РДТТ диаметром 3,9 м, массой 112 т с тягой до 13 500 кН.
Стенды снабжены многоканальными системами измерения
практически всех основных параметров РДТТ.
На заводах фирмы «Рокетдайн» действуют шесть стендов, в
том числе один на тягу 4500 кН. Огневые испытания высотных
ступеней ракеты «Минитмэн» проводятся в исследовательском
центре ВВС США на баростенде, обеспечивающем имитацию
высоты до 40 км и температуры до -85 °С. На этом стенде можно
оценивать надежность воспламенения, определять параметры
внутренней баллистики и тягу двигателей, изучать процесс
отсечки тяги и системы управления вектором тяги.
Основные требования к конструкции стенда:
• обеспечение необходимой ориентации и надежного
крепления средств испытаний (стапелей, подвесок, вспомогательных
агрегатов);
• не допускать искажения результатов испытаний;
• планировка стенда должна обеспечивать качественное
проведение измерений, визуальное наблюдение с помощью
телевизионной аппаратуры, проведение видео- и киносъемок процесса
работы объекта испытания;
• удобство эксплуатации испытательного оборудования при
подготовке и проведении испытаний;
• стенд должен обладать необходимым запасом прочности и
обеспечивать надежную защиту технического персонала и
окружающих зданий на случай аварийного срабатывания РДТТ.
Горизонтальные стенды бывают открытого и закрытого типа.
Стенд открытого типа (рис. 4.1) выполняется в виде ровной
площадки, ограниченной обваловкой 4. Стенд состоит из: упорного
железобетонного быка 2, рассчитанного из условий заданной
прочности и жесткости, который служит упором испытуемого
двигателя 7; железобетонного фундамента силового пола 5;
коммутационных щитов 5 системы измерения.
Открытые стенды используются для испытания двигателей с
опытными и малоизученными топливами, либо для проведения

4.1. Испытательные стенды
53
Я/
Рис. 4.1. Схема горизонтального стенда открытого типа:
1 — испытуемый двигатель; 2 — бык; 3 — пол; 4 — обваловка;
5 — коммутационный щит
комплексных испытаний РДТТ или ракет с разделением ступеней,
срабатыванием узлов обнуления и отсечки тяги. Размещение
открытого стенда, а также размеры обваловки выбираются из
условия обеспечения безопасности обслуживающего персонала и
исключения воздействия аварийных исходов на окружающие здания.
Горизонтальный стенд закрытого типа для испытаний
крупногабаритных РДТТ представляет собой мощное железобетонное
сооружение (рис. 4.2) с огневым боксом, помещениями для
размещения блоков систем измерений, вспомогательными и служебны-
Рис. 4.2. Схема горизонтального стенда закрытого типа:
1 — рельсы; 2 — бык; 3 — коммутационный щит; 4 — тельфер; 5 — силовой пол

54 4. Технические средства и испытательное оборудование
ми помещениями. Конструкция
огневого бокса закрытого стенда
аналогична огневому двору открытого
стенда и включает в себя опорный
бык 2, фундамент с силовым полом 5,
коммутационные устройства
системы измерений 3 и т. д. Закрытый
стенд должен быть оборудован
стационарными погрузочно-разгрузоч-
ными средствами 7, 4.
Горизонтальные стенды закрытого типа
используются для решения большинства
вопросов наземной отработки РДТТ,
включая комплексные испытания.
Стартовые твердотопливные
ускорители, оснащенные РДТТ
семейства PSOM, ракеты-носителя
легкого класса PSLV испытываются на
,„ ,„ '„ ,„ ,„ ,„ ,„ ,„ ,„ „, „, горизонтальном стенде открытого
Рис. 4.3. Схема вертикального типа в исследовательском Центре
Шрихарикота (Индия).
Вертикальные стенды для
испытания РДТТ представляют собой
конструкцию и
подъемно-разгрузочное
устройство; 9 — преобразователь усилия;
10 — лоток
стенда с элементами
крепления двигателя:
1 — фундамент; 2 — стойки; 3 —
площадки обслуживания; 4 - из- железобетонную
мерительный пояс; 5 — РДТТ; 6 — „ ,
подвеска; 7 - опорная плита; 8 - имеют горизонтальный фундамент С
отводным газовым лотком,
вертикальные стойки, облицованные
металлическими листами. Например,
испытание мощного стартового
РДТТ ракеты «Титан-ЗС» производится на вертикальном стенде,
огражденном железобетонной стеной высотой 2,7 м, облицованной
стальными листами толщиной 32 мм. На стойках предусмотрено
крепление опорной плиты с элементами подвески двигателя в
вертикальном положении соплами вниз. Типичная конструкция
вертикального стенда с элементами крепления двигателя
представлена на рис. 4.3 [1].
На открытом вертикальном стенде, расположенном на
полигоне Сальто ди Квирра (о. Сардиния, Италия), проводятся огневые
испытания РДТТ семейства Zefiro второй и третьей ступеней РН

4.2. Стапельное оборудование
55
Рис. 4.4. Огневое испытание РДТТ стартового ускорителя MPS
на вертикальном стенде
легкого класса «Веги», разрабатываемой Европейским
космическим агентством.
На рис. 4.4 приведена фотография квалификационного
испытания стартового ускорителя MPS ракеты-носителя «Ариан-5» на
вертикальном стенде на космодроме Куру во Французской Гвиане.
Конструкция наклонных стендов незначительно отличается от
конструкции вертикальных стендов. На наклонных стендах
отрабатывают малогабаритные или специальные двигатели, например
двигатели на порошкообразном топливе.
4.2. Стапельное оборудование
Стапель — устройство для ориентации и крепления двигателя
на испытательном стенде. Стапель является важнейшим
техническим средством при испытании РДТТ, поскольку он
оказывает прямое влияние на качество измерения силовых характеристик
двигателя — тяги, управляющих и возмущающих сил при работе
ОУ. В зависимости от требований программы наземных
испытаний конструкция стапеля должна обеспечивать измерение ряда

56 4. Технические средства и испытательное оборудование
других параметров, например параметров узлов отсечки тяги,
разделения ступеней и т. д. Ниже приведены основные требования к
конструкции стапелей для испытания крупногабаритных РДТТ.
1. Конструкция стапеля должна обеспечивать необходимое
число степеней свободы двигателя в направлении действия
измеряемых сил.
2. Кинематическая связь между подвижными и неподвижными
элементами стапеля не должна влиять на характер возможного
перемещения двигателя под действием силы тяги.
3. Конструкция стапеля должна позволять так монтировать
измерительные звенья, чтобы сила, прикладываемая вдоль линии
действия измерительного элемента, не вызывала реакций в других
элементах.
4. Сила трения в подвижных элементах системы должна быть
минимальной.
5. Величина массы присоединенных к двигателю подвижных
частей стапеля должна быть минимальной, чтобы уменьшить
влияние сил инерции на точность измерения сил на нестационарных
участках работы двигателя.
6. Жесткость силовых элементов стапеля, передающих усилия
на измерительный преобразователь тяги, должна быть такой,
чтобы частота собственных колебаний всей стендовой системы
(двигатель + стапель + измерительные звенья) была в несколько раз
больше собственной частоты контролируемого процесса.
7. Конструкция стапеля должна обеспечивать стабильность
динамических характеристик в процессе работы двигателя
независимо от внешних условий.
8. Стапель должен обеспечивать надежное крепление
двигателя на стенде и быть удобным в эксплуатации.
В целом конструкция стапеля определяется конструкцией
испытуемого двигателя и требованиями программы испытаний.
В зависимости от характера кинематических связей и
специфических особенностей выполнения конструкции различают
следующие виды стапелей:
• горизонтально ориентированные стапели: кареточные; на
упругих подвесках; люнетные; на гидро- и аэростатических опорах;
• вертикально ориентированные стапели: подвесного типа;
упорного типа;
• наклонные стапели.

4.2. Стапельное оборудование
Преимуществом горизонтально ориентированных стапелей
любого типа перед вертикально ориентированными стапелями
является возможность исключения влияния массы и силы тяжести
испытываемого двигателя в процессе его работы на точность
измерения тяги.
Очевидно, что лучшим инструментом при определении
управляющих сил, развиваемых ОУ РДТТ является вертикальный стенд
с соответствующей многокомпонентной оснасткой. Однако в ряде
случаев в испытательной практике необходимо проводить
испытания в условиях горизонтального стенда с замером управляющих
сил. Следует отметить, что опыт, накопленный испытателями
РДТТ, говорит о целесообразности измерения боковых сил при
ОСИ в условиях горизонтального стенда только в горизонтальной
плоскости, поскольку в вертикальной плоскости вследствие
изменения веса двигателя измерение боковых сил имеет малую
достоверность.
Принципиальная схема рекомендуемого горизонтально
ориентированного стапеля для такого вида испытаний представлена на
рис. 4.5. Стапель состоит из неподвижного основания 1 и
подвижной платформы 2, которая может перемещаться в направлении
действия осевой тяги.
Двигатель устанавливается на двух подвижных ложементах,
переднем 4 и заднем 3. Ложементы дают возможность углового
смещения двигателя относительно сферической опоры 5 в
пределах упругих деформаций устройства для измерения боковых сил, а
также линейного смешения при удлинении двигателя под
действием внутреннего давления и температурного расширения. Осевая
тяга воспринимается силоизмерительным устройством 6, точность
измерения которого позволяет производить и оценку потерь тяги.
Устройство для измерения боковых сил состоит из двух
смонтированных в стойках 7 симметрично расположенных узлов.
Каждый узел включает в себя тензорезисторный измерительный
преобразователь 9 типа ТПА, усилие на который передается через
ролики 11 заднего ложемента и через пиноль 10. Предварительное
нагружение измерительных преобразователей 9 для обеспечения
беззазорной схемы измерений производится с помощью винтового
упора 8 с усилием не менее 1/2 ожидаемого значения.
Стапель должен обеспечивать установку подвижной
платформы и двигателя так, чтобы:

58
4. Технические средства и испытательное оборудование
6 5 4 3
г» /V. /г» /г% /г» /V» /V» /л /п /г-, /л /о /о /г> /л /V» /л
Рис. 4.5. Схема горизонтального стапеля:
1 — основание; 2 — платформа; 3 — ложемент задний; 4 — ложемент передний;
5 — опора; 6 — силоизмерительное устройство; 7 — стойка; 8 — винтовой упор;
9 — измерительный преобразователь силы; 10 — пиноль; 11 — ролик
• несоосность конструктивной базовой оси двигателя и
центра сферической опоры не превышала 1 мм;
• угол между конструктивной базовой осью двигателя и
перпендикуляром к опорной плите не превышал 1°;
• угол между направлением перемещения платформы и осью
подвижного поршня силоизмертельного устройства не превышал 1°.
Преимуществом вертикально ориентированных стапелей
является возможность более точного измерения управляющих и
возмущающих сил, приложенных к двигателю при функционировании ОУ.
Рассмотрим подробнее основные виды стапелей и их
особенности.
Стапели кареточного типа (рис. 4.6) самые простые, дешевые и
удобные в эксплуатации. Конструктивно они выполняются в виде
силовой рамы с ложементами, на которую устанавливается
двигатель. На каретках предусмотрен блок колес. Иногда вместо колес на
каретках применяют шаровые опоры в призматических направ-

4.2, Стапельное оборудование
59
Рис. 4.6. Стапель кареточного типа:
1 — каретка; 2 — силовая рама; 3 — преобразователь усилия; 4 — поддон; 5 —
бандаж; 6 — РДТТ; 7 — сухарь; 8 — направляющий ролик
ляющих. Для исключения заклинивания кареток при возникновении
боковых сил на двигателе, как правило, используют направляющие
ролики. При испытании крупногабаритных РДТТ с целью
исключения влияния удлинения двигателя ходовая часть каретки
изготавливается раздельной. Использование стапелей кареточного типа при
измерении боковых усилий требует применения подвижных
ложементов.
Стапели подвесного типа обладают большими техническими
возможностями. В конструктивном плане они выполняются в виде
опорных металлоконструкций, к которым через систему подвесок
крепится двигатель. Наличие подвесок позволяет увеличить число
степеней свободы двигателя, что обеспечивает измерение боковых
составляющих тяги. На рис. 4.7 представлена кинематическая
схема стапеля подвесного типа. Особенностью этого стапеля является
замена шарнирных неразрывных связей между двигателем и
опорной конструкцией (кроме вертикальных подвесок) жесткими
скользящими контактами. Это позволяет уменьшить влияние
различного рода деформаций на точность измерения усилий.
В настоящее время при проектировании стапельной оснастки,
как правило, решаются задачи получения комплексной
информации при ОСИ о тяге, управляющих и возмущающих силах и
моментах, о текущей массе двигателя.
На рис. 4.8 приведена конструкция многокомпонентного стапеля
подвесного типа для испытания крупногабаритных РДТТ с замером
осевой и боковых составляющих тяги [13]. Испытуемый двигатель 2

60 4. Технические средства и испытательное оборудование
Рис. 4.7. Кинематическая схема стапеля подвесного типа:
1 — измерительный преобразователь тяги; 2 — горизонтальные
разрывные связи; 3 — шарнирные неразрывные связи; 4 — преобразователь
усилия от веса двигателя; 5 — РДТТ; 6 — преобразователь боковых сил
2
3
1
Рис. 4.8. Конструкция многокомпонентного горизонтально
ориентированного стапеля подвесного типа с платформой:
1 — преобразователь осевой силы; 2 — двигатель; 3 — преобразователь момента
крена; 4 — преобразователь веса; 5 — платформа

4.2. Стапельное оборудование
61
устанавливается на платформе 5, которая фиксируется шестью
регулировочными устройствами, включающими измерительные
преобразователи осевой силы 7, боковых сил, креновых моментов 3 и веса
тяжести 4 двигателя. При такой конструкции стапеля двигатель с
платформой имеет практически шесть степеней свободы. Очевидным
недостатком этого стапеля является сложность эксплуатации,
связанная с необходимостью точной установки платформы. Кроме того, на
платформе при нагрузке боковой силой может возникнуть
паразитный момент, способный повлиять на точность измерений.
Более совершенной конструкцией стапеля является
горизонтально ориентированный стапель с разгружающими крепежными
кольцами (рис. 4.9) [13]. Его достоинством является отсутствие
платформы. Крепление двигателя осуществляется
непосредственно элементами крепления силовых преобразователей. Первая
группа измерительных преобразователей Рх, Pz и Р 9 используемая
соответственно для измерения массы двигателя боковой и осевой
силы, размещена в передней части двигателя и фиксирует его в
зоне силовой передающей фермы (поддона). Вторая группа преоб-
Рис. 4.9. Конструкция горизонтально ориентированного стапеля
с разгружающими крепежными кольцами

62 4. Технические средства и испытательное оборудование
Рис. 4.10. Конструкция горизонтально ориентированного
многокомпонентного стапеля подвесного типа
разователей Pz , Pz , Р соединена с жестким бандажом
(разгружающим кольцом), смонтированным на двигателе.
На рис. 4.10 представлена одна из конструкций горизонтально
ориентированного стапеля подвесного типа. Конструкция
подвесок обеспечивает требуемую центровку испытуемого двигателя
перед запуском. Наличие двух поясов измерения (переднего и
заднего) позволяет снимать необходимую информацию для оценки
работы ОУ [13].
Рассмотренные стапели подвесного типа имеют ряд недостатков:
наличие взаимовлияния измерительных звеньев, от которого весьма
трудно избавиться и трудно учесть при градуировках системы;
сложность стендовой эксплуатации в части центрирования двигателя;
возможность отклонения начальных координат двигателя при его
работе под воздействием радиационного нагрева, эжекции и т. д.
Особое внимание при отработке РДТТ необходимо уделять
стапелям с гидро- или аэростатическими опорами, широко
используемыми в различных отраслях современного машиностроения.

4.2. Стапельное оборудование
63
Основным преимуществом многокомпонентных стапелей с
гидро- или аэростатическими опорами является исключение
влияния сил трения на точность измерения силовых характеристик, что
позволяет существенно повысить точность измерения основных
силовых параметров двигателя. Однако из опыта отработки РДТТ
на различных стапелях следует, что для получения качественной
регистрации тяги, особенно на нестационарных участках работы,
полезно увеличивать силу трения, естественно, в разумных
пределах. Опыты показывают целесообразность замены в некоторых
случаях направляющих качения на направляющие скольжения, что
резко уменьшает колебания стендовой системы при запуске
двигателя. Поэтому при проектировании стапельной оснастки с
минимальным трением в сопрягаемых узлах следует учитывать
специфические условия работы конкретного двигателя для испытаний
которого создается стапель.
Вертикально ориентированные стапели подвесного типа
(подвески) представляют собой жесткую опорную конструкцию, в
которой по переднему торцу тем или иным образом соплами вниз
крепится испытуемый РДТТ, закрепленный на перекрытии стенда
с помощью упругих элементов. На рис. 4.11 приведены
кинематические схемы многокомпонентной оснастки вертикального
стенда, позволяющие определять в процессе ОСИ осевую тягу и
управляющие силы.
б
Рис. 4.11. Кинематические схемы подвесок многокомпонентной оснастки
вертикального стенда:
а — с одним измерительным поясом; б — с тремя измерительными поясами; 1 —
двигатель; 2 — измерительные преобразователи; 3 — гибкий элемент; 4 —
преобразователь веса

64 4. Технические средства и испытательное оборудование
На схеме, изображенной на рис. 4.11, а, двигатель 1 соединен с
перекрытием стенда с помощью трех измерительных
преобразователей силы 2, симметрично смещенных относительно
конструктивной базовой оси двигателя. Градуировка этих преобразователей
осуществляется с помощью гидравлического устройства.
Основным недостатком этой схемы является относительно высокая
погрешность определения управляющих сил, обусловленная
использованием измерительных преобразователей большого диапазона.
На схеме, представленной на рис. 4.11, б, для измерения боковых
сил используются два независимых пояса измерения, в которых
размещены измерительные преобразователи 2, имеющие диапазон
Рис. 4.12. Конструкция вертикально ориентированного стапеля упорного
типа:
/ — двигатель; 2 — измерительные преобразователи; 3 — металлоконструкция;
4 — преобразователь осевой силы; 5 — преобразователи боковых сил

4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ 65
измерений, соответствующий ожидаемым значениям боковых сил.
Осевая тяга передается на измерительный преобразователь 2 через
гибкий элемент 3> имеющий малую жесткость в поперечном
направлении. Масса двигателя до и после испытания определяется
по показаниям измерительных преобразователей 4,
вмонтированных в вертикальные тяги подвески.
Вертикально ориентированные стапели упорного типа
целесообразно использовать при отработке очень мощных РДТТ.
В качестве примера рассмотрим стапель разработки США
(рис. 4.12) [13]. Двигатель 1 крепится на стенде соплами вверх с
помощью силовой металлоконструкции 3. Предусмотрены два
пояса измерения — верхний в районе соплового блока,
включающий три измерительных преобразователя 2 трех боковых сил, и
нижний, включающий преобразователь осевой силы 4У служащий
упором для двигателя, и два преобразователя боковых сил 5.
Преимущества оснастки — простота эксплуатации, уменьшение
количества подвесных элементов. Основной недостаток этой оснастки —
влияние переменной по времени работы массы испытуемого
двигателя на измерение осевой тяги.
4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ
При наземной отработке РДТТ высотных ступеней ракет
необходимо моделировать условия высотности и прежде всего
давление окружающей среды рн. Практика ОСИ высотных РДТТ
указывает на значительное влияние пониженных давлений как на
основные характеристики двигательной установки, так и на
работоспособность ее узлов и элементов. Можно привести ряд
примеров, когда двигатель и его системы прекрасно работали в земных
условиях и аварийно в имитированных высотных условиях.
Например, известны многочисленные случаи отказа системы
воспламенения РДТТ, обусловленные перепадом давлений внутри и
снаружи воспламенителя, случаи разрушения стеклопластиковых
корпусов двигателей вследствие возникновения расслоений от
воздействия низких давлений, случаи аномального
воспламенения зарядов и др. Все это лишний раз подчеркивает
необходимость имитации высотных условий при наземной отработке
высотных двигателей.

66 4. Технические средства и испытательное оборудование
Основными задачами и целями испытаний в имитированных
условиях являются:
• определение пустотных энергетических и тяговых
характеристик двигателя при безотрывном истечении из сопла;
• определение условий воспламенения и снятие
характеристик двигателя на нестационарных участках его работы — выход
на режим, спад давления;
• оценка работоспособности элементов узлов конструкции
двигательной установки, агрегатов бортовых систем;
• определение характеристик узлов отсечки тяги;
• определение характеристик ОУ при функционировании их в
составе высотных сопел;
• определение характеристик и подтверждение
работоспособности раздвижных сопел;
• оценка характера взаимодействия струй в РДТТ
многосопловой компоновки.
Круг задач может быть значительно расширен в зависимости
от специфики и объема отработки.
Создание надежных средств имитации высотных условий,
позволяющих решить поставленные задачи, сопряжено с большими
техническими трудностями. Например, в современных РДТТ,
работающих на смесевых топливах, происходит колоссальный
газоприход в очень короткий отрезок времени. Возникает
необходимость непрерывной эвакуации огромных приходов
высокотемпературных, химически активных продуктов сгорания из вакуумных
систем, что само по себе является сложной задачей.
Основные требования, предъявляемые к средствам имитации
высотных условий, при огневых испытаниях РДТТ:
• максимальное приближение параметров имитации к
условиям полета;
• стабильность рабочих характеристик имитаторов в процессе
работы испытуемого двигателя;
• возможность размещения испытательных средств и
качественного проведения измерений параметров РДТТ;
• отсутствие влияния имитаторов на работоспособность
испытуемого двигателя;
• высокая надежность и работоспособность имитаторов в
крайне жестких условиях воздействия струи продуктов сгорания топлива;
• простота стендовой эксплуатации.

4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ 67
Основными способами имитации высотных условий, которые
могут быть реализованы при огневых стендовых испытаниях [14, 15],
являются следующие:
1) использование барокамер, в которых располагается
испытуемый двигатель. Вакуум создается путем откачки воздуха перед
опытом вауум-насосами;
2) использование кинетической энергии струи продуктов
сгорания, истекающей из сопла испытуемого двигателя и
преобразования ее с помощью диффузора в энергию давления;
3) использование эжекционного эффекта вторичных сред
(жидкости или газа), подаваемых в зону выхлопа испытуемого двигателя.
Рассмотрим подробнее некоторые средства имитации
высотных условий при испытании ракетных двигателей.
Наиболее простой конструкцией имитатора следует признать
барокамеры с предварительным вакуумированием. Барокамеры
представляют собой замкнутую металлическую емкость большого
объема, снабженную мощными вакуум-насосами для создания
требуемого разрежения.
Внутри барокамеры размещается двигатель и испытательная
оснастка для крепления двигателя. При работе двигателя продукты
сгорания выбрасываются в барокамеру, вследствие чего давление
в нем повышается. Иногда для компенсации повышения давления
продукты сгорания частично конденсируют, охлаждая их жидким
гелием или жидким азотом. Очевидно, что несмотря на
сравнительную простоту и низкую стоимость испытаний, использование
барокамер ограничено, поскольку надежные результаты можно
получить только в течение малого отрезка времени. Барокамеры
можно применять для исследования процессов воспламенения и
испытания различного рода агрегатов, например, для отработки
регулируемых двигательных установок на ТРТ, предназначенных
для управления головными частями ракет-носителей*.
При огневых стендовых испытаниях РДТТ широко
используются высотные камеры с эвакуацией выхлопных газов с помощью
диффузоров или других вспомогательных устройств [16]. В таких
камерах можно стабильно моделировать высоты до 21 км и более.
Гребенкин В.И., Кузнецов Н.П., Черепов В.И. Силовые
характеристики маршевых твердотопливных двигательных установок и двигателей
специального назначения. Ижевск: Изд-во ИжГТУ, 2003.

68 4. Технические средства и испытательное оборудование
Таблица 4.1. Характеристики некоторых высотных
испытательных стендов США
Индекс
стенда
С-2
С-3
Е-5
С-6
Р-1
W-1
Объект
испытаний
ЖРД
ЖРД
ЖРД
ЖРД
РДТТ
РДТТ
Тяга,
Н
450
450
1150
450
350
350
Назначение
стенда
Комплексная
отработка
Запуск
двигателя
Запуск
двигателя
Комплексная
отработка
Запуск,
процесс
работы
Запуск,
процесс
работы
Средства ва-
куумирования
Диффузор
Механический
насос
Механический
насос
Диффузор
Механический
насос и
диффузор
—
Барометри-
Т Т ^^ ^"% Т^ f\ ГТ
ческая
высота, км
До 21
До 35
До 50
До 21
67-21
67-21
Высотные характеристики этих камер существенно зависят от
характеристик используемых диффузоров. Практика показывает, что
для моделирования больших высот — примерно с 30 до 45 км —
необходимо кроме диффузора, работающего на струе ракетного
двигателя, устанавливать дополнительные агрегаты, например
эксгаустеры [16]. В табл. 4.1 приведены некоторые характеристики высотных
испытательных стендов корпорации «Аэроджет—Дженерал» [17].
Из данных таблицы следует, что в США широко используются
различные средства имитации начиная от простых барокамер для
отработки запуска двигателя и кончая высотными камерами для
проведения комплексной отработки двигательных установок. Высокие
требования, предъявляемые к качеству наземной отработки РДТТ,
прежде всего высотных ступеней, заставляют постоянно
совершенствовать испытательное оборудование, расширять его
технические возможности, особенно в части моделирования условий
реального полета по воздействию вибраций, ускорений, тепловых
нагрузок и пониженного давления окружающей среды.
В США функционирует ряд горизонтальных и вертикальных
высотных стендов для отработки ракетных двигателей и космиче-

4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ 69
ских аппаратов в широком диапазоне высот. На них моделируются
различные воздействующие факторы. Особенностью большинства
высотных стендов является одновременное использование
сверхзвукового диффузора, устанавливаемого за соплом испытуемого
двигателя, и вспомогательного эжекторного устройства —
эксгаустера. Диффузор обеспечивает сжатие газообразных продуктов
сгорания, чтобы эксгаустер непрерывно весь приход газов из
двигателя отводил в атмосферу.
На рис. 4.13, б видно, что применение вспомогательных
средств откачки (эжектора) существенно повышает эффективность
устройств имитации высотных условий. Примененный в этой
схеме дополнительный паровой эжектор позволяет создать
предварительно пониженное давление в вакуум-камере (разрежение) рвк
перед запуском двигателя и поддерживать его в конце горения
заряда (на стенде), что очень важно при исследовании
нестационарных процессов работы РДТТ.
Стремление упростить средства имитации, сделать их более
дешевыми и удобными для стендовой эксплуатации позволило
создать целый ряд таких устройств. На рис. 4.14 представлены
структурные схемы средств имитации, широко используемые при
ОСИ. Конструктивно их можно подразделить на две группы.
Первая группа имитаторов (рис. 4.14, а> б) выполняется в виде
небольшой по объему вакуум-камеры, с открытого торца которой
рвк, кПа
3,2
2,4
1,6
0,8
0
4,0
3,2
2,4
1,6
0,8
0
-Л
А
/
У
а
—??
в
8 4 0 4 8 12 16 20 24 28 32 36 40 44
б
t, с
Рис. 4.13. Изменение давления в барокамере во время испытания при
отсутствии (а) и при наличии (б) вспомогательного эжектора:
Л — включение зажигания; В — прекращение горения

70 4. Технические средства и испытательное оборудование
Рис. 4.14. Структурные схемы наиболее распространенных
средств имитации высотных условий
монтируется диффузор определенной конфигурации. Испытуемый
двигатель вместе со стапелем размещается внутри вакуум-камеры.
Перед испытанием в таких имитаторах иногда создают
предварительное разрежение путем откачки воздуха механическими
насосами. При этом в выходном сечении диффузора устанавливается
герметизирующая заглушка, которая вылетает при запуске
двигателя. Вторая группа имитаторов (рис. 4.14, в, г) выполняется в
виде диффузоров различной конфигурации, которые с зазором или
без зазора устанавливаются за соплом соосно с двигателем.
Основным элементом имитаторов обеих групп является диффузор,
размеры и характеристики которого полностью определяют
условия имитации. Теоретический анализ работы диффузоров
различной конфигурации и их расчеты можно найти в многочисленных
работах, например [18, 19]. В основном расчет диффузоров
сводится к определению его геометрических соотношений, а также
рабочих и пусковых давлений в зависимости от режимов и
параметров испытуемого двигателя, в составе которого он работает.
Следует отметить, что несмотря на расчет для условий ракетного
эксперимента, разработка натурных диффузоров подразумевает
обязательную экспериментальную доводку.

4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ 71
1 2 . . 3 , 4к 5 6
JLJL-JL
Рис. 4.15. Конструктивная схема вакуум-камеры с цилиндроконическим
диффузором:
dKp = 138 мм; ЬДЮД = 10,13; DBJda = 1,485; Dq/D^ = 1,13; LBJda = 3,64; q> = 6,6°;
1 — вакуум-камера; 2 — двигатель; 3,4 — стенки осесимметричных секций; 5 —
охлаждающий тракт; 6 — отверстия; 7 — роликовые опоры
Наиболее эффективными являются цилиндроконические
диффузоры с так называемым вторым критическим сечением [19].
Из-за простоты конструкции и низкой стоимости целесообразно
применение цилиндрических диффузоров.
На рис. 4.15 изображена схема имитатора, выполненного в
виде вакуум-камеры с цилиндроконическим диффузором для
испытания ракетного двигателя тягой 27 кН с соплом, имеющим
геометрическую степень расширения/а = 20 [20]. На рисунке
указаны основные геометрические соотношения диффузора,
обеспечивающие нормальный запуск двигателя и безотрывное истечение
из сопла на установившемся режиме.
Вакуум-камера 1 представляет собой сварную емкость, внутри
которой размещается испытуемый двигатель 2 в стапельной
оснастке. К торцу вакуум-камеры с помощью фланцевого соединения
крепится диффузор. Диффузор состоит из пяти осесимметричных
секций с двойными стенками 3 и 4, образующими охлаждающий
тракт 5. Секции скреплены между собой болтами, каждая секция
охлаждается автономно с помощью воды, подаваемой и отводимой
насосом через отверстия 6. В целях удобства эксплуатации и
компенсации возможных удлинений при работе диффузор
устанавливается на роликовых опорах 7.
В табл. 4.2 приведены значения основных параметров
цилиндрических диффузоров имитаторов высотных условий, выполнен-

^2 4. Технические средства и испытательное оборудование
ных в виде вакуум-камер, для огневых испытаний ракетных
двигателей большой мощности в Японском испытательном центре Но-
сиро [15]. По данным табл. 4.2 можно заключить, что отношение
длины диффузора к его диаметру Ьц/йД в среднем находится в
диапазоне 5,4-8,4.
Таблица 4.2. Значения основных параметров
цилиндрических диффузоров и сопел испытуемых РДТТ
Индекс
двигателя
500 (PKP)-TVC
М-40-3
735-1/3-TVC
М-40-4
M-30-2-TVC
480 (РКР)-2
300-SB-TVC
Параметры сопел и диффузоров
</кр,мм
100,0
69,0
141,0
84,0
166,0
58,0
160,0
da, мм
359,0
308,6
594,0
358,6
691,7
327,1
598,4
/а
12,4
20,0
16,2
18,2
17,4
31,8
14,0
/)д, мм
510,0
425,0
700,0
425,0
860,0
392,0
700,0
Lfl, мм
3570,0
3570,0
4500,0
3570,6
6050,0
2500,0
4500,0
LJDR
7,0
8,4
6,4
8,4
7,0
6,4
6,4
/?*, МПа
3,8
3,0
2,6
2,2
2,0
2,7
2,0
* р — минимальное рабочее давление.
В качестве примера конструктивного исполнения имитаторов,
выполненных в виде вакуум-камер с присоединенным
цилиндрическим диффузором, рассмотрим конструкцию стенда для
отработки РДТТ третьей ступени ракеты «Мю» [15]. Стенд включает в
себя упорную плиту с круглым фланцем для подстыковки вакуум-
камеры, стапельную оснастку двигателя в виде силовой
горизонтальной фермы, закрепленной на упорной плите, вакуум-камеру и
цилиндрический диффузор (рис. 4.16). Вакуум-камера выполнена
в виде цилиндрической оболочки с торцовыми фланцами для
крепления к фланцу упорной плиты с одной стороны и крепления
диффузора — с другой. Герметичность крепления обеспечивается
резиновыми уплотнителями. Цилиндрический диффузор
изготавливается из труб большого диаметра с внутренним каналом для
протока охладителя. Вакуум-камера и диффузор имеют роликовые
опоры и могут перемещаться в осевом направлении, что удобно
при подготовке двигателя к испытанию. Кабели систем измерения
и пиролинии подводятся к двигателю через специальные каналы
во фланце упорной плиты. Перед испытанием диффузор в вы-

4.3. Средства имитации высотных условий работы РДТТ 73
11 400
Рис. 4.16. Горизонтальный стенд для испытаний РДТТ высотных ступеней:
1 — рельсы; 2 — болты для регулировки положения двигателя; 3 — входное
отверстие системы охлаждения; 4 — регулировочные винты; 5 — сечение
установки термопар; 6 — выходное отверстие системы охлаждения; 7 — сечение
установки измерительных преобразователей давления
ходном сечении закрывается заглушкой и вся система вакууми-
руется.
Как показал опыт стендовой эксплуатации вакуум-камер с
диффузорами, в момент окончания работы двигателя происходит
выброс горячих газов из сопла в полость вакуум-камеры. Это
может привести к повреждению конструкции и элементов
измерительных систем. Для предотвращения этого явления используют
разнообразные технические средства. Например, в одном из
имитаторов высотности фирмы «Аэроджет» [20] для этого
используется азот, который подается через специальный трубопровод в район
среза сопла, блокируя пламя.
На рис. 4.17 представлена конструктивная схема устройства
для предотвращения воздействия горячих газов на элементы
вакуум-камеры несколько иного принципа действия [21]. Устройства
крепятся на корпусе вакуум-камеры. После окончания работы
двигателя срабатывает клапан 2 и сжатый воздух или азот под
давлением около 1 МПа из аккумулятора 1 поступает в пневмоцилиндр 3,
в результате чего происходит разгерметизация вакуум-камеры.

74 4. Технические средства и испытательное оборудование
Поступающий воздух (азот)
блокирует истечение горячих газов из испы-
xf^^y 2 1 туемого двигателя.
/*S и ^-=23 Определенный интерес
представляет использование в стендовой
практике укороченных диффузоров,
у которых Ьд /£>д < 2 [20]. При этом
рассматривается вопрос
одновременного использования устройств для
подачи вторичных эжектирующих
сред. Так, в работе [1] приведены ре-
Рис. 4.17. Схема устройства зультаты отработки РДТТ и исследо-
для предотвращения воздей- вания коротких цилиндрических на-
ствия горячих газов на эле- садок, устанавливаемых на сопло ис-
менты вакуум-камеры: пытуемого двигателя, под которые
1 — аккумулятор; 2 — клапан; равномерно по периметру вдувался
3 — пневмоцилиндр вторичный газ из щелевых
конических сопел. Расход вторичного газа
через все вспомогательные сопла, питаемых из единого
коллектора, составлял порядка 10 % расхода продуктов сгорания,
истекающих из основного сопла. Давление в коллекторе поддержива-
рЛО
3,5 4,2 4,9 5,6 6,3 рк, МПа
Рис. 4.18. Влияние вторичной среды на величину разрежения:
1 — без инжекции; 2 — с инжекцией

4.4. Специальное оборудование стендовых: испытаний РДТТ 75
лось постоянным 0,7 МПа. Давление в камере двигателя
менялось от 0 до 7,0 МПа. Некоторые наиболее интересные
результаты ОСИ приведены на рис. 4.18. Эксперименты проводились с
цилиндрическим диффузором LJD^ = 3. Геометрическая степень
расширения основного сопла составляла 45, вторичного — 50.
4А Специальное оборудование
огневых стендовых испытаний крупногабаритных РДТТ
При проектировании стапельной оснастки исключительную
важность представляет оценка степени влияния стапеля на
измеряемые силовые характеристики испытуемого двигателя. Одним
из основных факторов, влияющих на точность измерения силовых
характеристик, являются силы трения в узлах кинематических
связей системы стапельная оснастка — двигатель — измерительная
цепь. Эти силы с известной степенью достоверности можно
оценить аналитически по общеизвестным формулам расчета
подшипников качения.
Окончательная оценка погрешности измерения тяговых
характеристик РДТТ, обусловленной влиянием стапеля, должна
производиться экспериментально, например путем эталонного нагруже-
ния. Прочностные расчеты элементов стапельной оснастки
(подвесок, силовых рам, бандажей, поддонов и др.) производятся по
обычным зависимостям теории упругости.
Для получения достоверной информации разработчикам РДТТ
необходимо учитывать большое количество различного рода
факторов, которые вводятся условиями стендовых испытаний,
отличающихся в определенной степени от условий полетных. Желание
свести к минимуму эти отличия обусловливает целый ряд
специальных требований к техническим средствам обеспечения
испытаний. Сюда включаются требования к стапельному оборудованию,
условия его взаимодействия с двигателем, требования к установке
систем измерений на двигателе, требования к конструктивному
исполнению многочисленного вспомогательного оборудования и
т. д. Рассмотрим наиболее важные из них, полученные на основании
анализа практики огневой стендовой отработки натурных РДТТ.
Средства передачи тяги оказывают значительное влияние на
точность измерения тяги при испытании РДТТ. Конструкция

76 4. Технические средства и испытательное оборудование
средств передачи тяги должна быть достаточно жесткой, иметь
строго контролируемый разброс геометрических размеров.
Поскольку стендовые средства передачи тяги отличаются от полетных,
то необходимо учитывать возможность их влияния на величину
напряжений, возникающих в корпусе двигателя, а следовательно,
и в заряде, что в конечном итоге может повлиять на внутрибалли-
стические характеристики и работоспособность двигателя. Поэтому
с целью исключения динамических нагрузок, отличных от
полетных, особенно для РДТТ большой длины, необходимо
предусматривать в стапельной оснастке различные разгружающие,
компенсационные и поддерживающие устройства.
В обязательном порядке должны предусматриваться средства
защиты от лучистого и конвективного нагрева, вызванного факелом
выхлопных газов, поскольку внешний нагрев объекта испытания в
стендовых условиях может быть значительным. Воздействию
нагрева могут подвергаться агрегаты и узлы двигателя, системы
измерения и другие средства, расположенные в зоне соплового блока.
Степень влияния нагрева определяет величину возможных
искажений результатов испытаний, особенно при отработке двигателей
многосопловой конструкции. Современные средства стендовой
защиты от нагрева включают в себя различного рода отражающие
покрытия, например алюминиевую фольгу, теплозащитные экраны
и чехлы. Иногда используют универсальные теплозащитные гибкие
ограждения. В качестве теплозащитных материалов применяют
асбестовую ткань, либо замазку из хромово-кислого цинка.
Используемые средства защиты от нагрева не должны влиять на
подвижность кинематических связей стендовой системы и узлов двигателя.
На стенде также необходимы средства для обеспечения
требуемой температуры (системы термостатирования) при
проведении испытаний двигателей, ранее прошедших климатические
испытания, и, следовательно, предварительно нагретые или
охлажденные.
Монтаж и подготовка РДТТ и оборудования к испытаниям
занимают, как правило, много времени. Если не предусмотреть
специальных средств, температура заряда может претерпеть
существенные изменения, что приведет к неопределенности полученных
результатов испытаний. Поэтому современные стенды оснащают
техническими средствами, выполненными в виде передвижных и
стационарных устройств (кондиционеров, обогреваемых палаток

4А. Специальное оборудование стендовых испытаний РДТТ 77
и др.), обеспечивающих требуемую температуру окружающей
среды. Эти средства не должны мешать выполнению технологических
операций по подготовке к пуску.
Средства для уменьшения нагрузок на двигатель в условиях
стенда включают в себя различного рода приспособления и
устройства, которые позволяют исключать или сводить к минимуму
влияние сосредоточенных нагрузок, вызванных измерительными
кабелями, кронштейнами для крепления преобразователей и
другими устройствами, размещаемыми на двигателе при испытаниях.
Как показывает опыт стендовой отработки РДТТ, наличие
паразитных сил и моментов на двигателе может существенно повлиять
на точность измерения креновых моментов при отработке ОУ.
Отработка РДТТ, имеющих весьма быстрый выход на режим,
и многорежимных двигателей имеет ряд особенностей, связанных
с наличием резких ударов двигателя об упорную плиту и
последующих колебаний. Последствия этих эффектов незамедлительно
сказываются на точности измерения тяговых характеристик.
В худшем случае может произойти полная потеря информации
вследствие разрушения измерительного преобразователя силы.
Вполне понятно, что подобные явления должны быть исключены
прежде всего в процессе разработки соответствующего стапеля.
Очень часто применяют самые разнообразные демпферы — от
гидравлических до специальных прокладок из пластических и уп-
руговязких материалов, устанавливаемых в измерительной цепи.
Однако необходимо учитывать, что установка демпфирующих
устройств может сказываться отрицательно на динамических
характеристиках системы измерения, особенно на нестационарных
участках работы. Поэтому вопрос использования демпфирующих
устройств должен решаться отдельно для каждого типа двигателя.
Опыт показывает, что наилучшие характеристики на
нестационарных участках работы двигателя достигаются в том случае, когда
период собственных колебаний системы меньше 1/4 длительности
неустановившегося процесса [22].
Как свидетельствует практика испытаний, тяга двигателя и ее
компоненты могут быть достоверно измерены только в том случае,
если двигатель, испытательная оснастка и измерительный
преобразователь размещены на одной оси. В противном случае
появляется дополнительная погрешность их измерения. Если
конструктивная базовая ось двигателя отклонена от оси измерительного

78 4. Технические средства и испытательное оборудование
преобразователя на некоторый угол, то значение измеряемой тяги
будет равно фактической, умноженной на косинус угла
отклонения. При угле отклонения 4° ошибка измерения составляет около
0,25 %. Погрешность измерения тяги резко возрастает, когда
отклонения конструктивных элементов оснастки или двигателя
вследствие неправильной установки обусловливают сложные
кинематические взаимодействия и, как правило, возникновение
побочных сил. Таким образом, при подготовке испытания особое
внимание следует уделять центровке двигателя и испытательной
оснастке. Значение максимально допустимой несоосности при
испытании РДТТ, в частности для стапелей с гибкими соединениями,
составляет 1/8°. Центровка проводится с использованием
разнообразных приборов, например телескопических нивелиров,
обеспечивающих требуемую точность. Правильность центровки
двигателя и оснастки на стенде проверяются путем имитации рабочих
нагружений эталонными нагрузками.
Для достоверной оценки работоспособности теплозащитных
материалов (ТЗМ), используемых в конструкции РДТТ, и повышения
точности расчета ряда параметров, связанных с определением
фактического значения массы двигателя, необходимо обеспечивать
быстрое и эффективное охлаждение внутренней полости камеры
сгорания и сопла, исключающее разложение и выгорание покрытий
после срабатывания двигателя в условиях испытательного стенда.
Теплозащитные материалы РДТТ представляют собой
многокомпонентные композитные структуры, связующие в которых
имеют достаточно низкую температуру разложения (150...500 °С).
В связи с этим после срабатывания двигателя в нем происходит
^запрограммированный процесс разложения и выгорания ТЗМ.
Анализ результатов ОСИ показывает, что массовый унос ТЗМ
вследствие несовершенства используемых методов и средств
охлаждения после останова РДТТ составляет 10... 15 % полного
уноса массы. Это обусловливает появление систематической ошибки
при определении удельного импульса двигательной установки,
поскольку при вторичной обработке используется масса
унесенного материала без вычета указанных 10... 15 %. Кроме того,
значительно уменьшается достоверность оценки работоспособности и
термостойкости ТЗМ.
Сложность обеспечения эффективного охлаждения РДТТ в
условиях стенда определяется:

4.4. Специальное оборудование стендовых: испытаний РДТТ 79
• особенностью конструкции РДТТ как объекта охлаждения
(полузамкнутый сосуд больших размеров с относительно малыми
входом и критическим диаметром);
• высокой остаточной температурой в камере сгорания
1175.. Л 475 К;
• высокими требованиями к сохранению целостности
элементов и узлов при охлаждении;
• спецификой используемых теплозащитных и эрозионно
стойких материалов (низкие температуры разложения связующих,
невысокая прочность прококсованных слоев, чувствительность
эрозионно стойких материалов к резкому охлаждению и т. д.).
Основными требованиями к условиям организации
охлаждения РДТТ, которые могут служить исходными требованиями при
разработке технических средств стендового охлаждения
двигателей, являются следующие:
• охлаждение стенок РДТТ из коксующихся материалов
следует вести до температуры Tw, меньшей температуры разложения
связующих ТЗМ — Ts\
• охлаждение элементов соплового блока, выполненных из
тугоплавких материалов (типа вольфрама, молибдена и их
сплавов), должно быть менее интенсивным, чем охлаждение облицовок
камеры;
• независимо от рода охладителя, особенностей конструкции
и размеров РДТТ следует обеспечить равномерное и
одновременное охлаждение всей поверхности камеры, включая
труднодоступные участки;
• необходимо исключить либо свести до минимума
воздействие охладителя на структуру ТЗМ;
• время охлаждения по возможности должно быть
минимальным; процесс стендового охлаждения в целом должен быть
простым и надежным, а используемые охладители — недорогими и
доступными.
Существует несколько способов охлаждения внутрикамерного
объема РДТТ после останова:
1) ввод негорючих газов и паров в зону горения;
2) охлаждение горячей поверхности ниже температуры
воспламенения;
3) изоляция горячей поверхности от окислительной среды;
4) изоляция горючего вещества от зоны горения.

80 4. Технические средства и испытательное оборудование
Поверхностный анализ указанных способов охлаждения
говорит о сложности применения их в чистом виде к условиям
охлаждения элементов ТЗМ.
Действительно, при охлаждении РДТТ необходимо без
ущерба для конструкции в минимальное время снизить температуру
внутренних стенок до значения, меньшего температуры
разложения связующего ТЗМ (второй способ), исключить тление и
выгорание материала, т. е. исключить контакт стенки с газообразными
горячими продуктами сгорания, оставшимися в полости камеры
(способ 4) и блокировать стенку от активных окислительных
реагентов (способ 3). В связи с этим представляется целесообразным
разрабатывать комплексные способы охлаждения РДТТ.
Эффективность различных способов охлаждения можно
оценить по значению градиента падения температуры в камере
сгорания и на наружной поверхности стенки обечайки РДТТ,
полученного в одинаковых условиях.
В стендовой практике в качестве охладителя используют воду,
углекислоту и азот. Наиболее эффективным охладителем РДТТ
является вода. Так, испытания, проведенные специалистами
фирмы «Геркулес Паудер» (США) показали, что для гашения заряда
массой 1134 кг требуется всего 11,4 л воды.
Известно также, что эффективность охлаждения РДТТ водой
в значительной мере определяется характером подачи и
распыления ее в объеме двигателя. При охлаждении двигателя
компактной струей, например с помощью обычных брандспойтов,
поверхности двигателя охлаждаются неравномерно. При
горизонтальном положении испытуемого двигателя температура
стенки и газа по верхней образующей составляет 300 °С и
практически не изменяется даже в то время, когда половина двигателя
заполнена водой. Это создает возможность неравномерного
выгорания ТЗМ, а следовательно, не обеспечивает достаточно
достоверной оценки его работоспособности при анализе
материальной части двигателя после испытаний. Таким образом,
неравномерное охлаждение, возможность механического и термического
разрушения, как тугоплавких элементов сопла, так и деструкти-
рованных слоев ТЗМ и облицовок вследствие высокой
кинетической энергии струи, а также длительный процесс сушки
двигателя являются основными недостатками способа охлаждения РДТТ
компактными струями воды.

4.4. Специальное оборудование стендовых испытаний РДТТ 81
Основываясь на этом и учитывая требования по охлаждению,
целесообразно камеру двигателя охлаждать водой, подаваемой со
стороны сопла в виде турбулентных зон распыления, равномерно
обволакивающих внутреннюю поверхность камеры. Чтобы
исключить накопление избытка охладителя в полости камеры и
уменьшить степень воздействия его на структуру ТЗМ, необходимо
обеспечить полное испарение охладителя в процессе охлаждения с
созданием парогазовой зоны. Воду следует подавать порциями
через определенный промежуток времени, чтобы дать
возможность предыдущей порции испариться и образовать в камере
парогазовую смесь (баню), обладающую большой теплоемкостью. Это
исключает попадание воды в двигатель и уменьшает время его
сушки. Сопло можно охлаждать либо образующимися парами,
либо другим газообразным охладителем, например азотом, что дает
возможность более «мягкого» охлаждения деталей сопла, а
следовательно, большей его сохранности. Выбор режимов охлаждения и
определение потребного расхода охладителя производят на
основании анализа теплового состояния испытуемого двигателя в
момент окончания его работы.
С учетом предъявляемых к организации охлаждения
требований рассмотрим способ организации стендового раздельного
охлаждения внутрикамерного объема РДТТ водой, которая подается
со стороны соплового блока в виде капель распыленной струи,
равномерно обволакивающих внутреннюю поверхность камеры
(включая труднодоступные участки) и проточной части соплового
блока менее эффективным охладителем — газообразным азотом,
подаваемым непрерывно на стенки в виде кольцевой завесы.
Данный метод охлаждения заключается в следующем (рис. 4.19).
Вода подается порциями через определенные интервалы времени.
Под воздействием высокой температуры вода испаряется, образуя
в камере парогазовую смесь. При этом с целью исключения
контакта воздуха с горячей стенкой внутрикамерный объем
герметизируется.
Разработка конструкции блока охлаждения должна учитывать
основные физические принципы охлаждения ТЗМ, а также
эксплуатационные требования, обеспечивающие, в частности:
• заданное быстродействие;
• универсальность применения к различным типам
испытуемых РДТТ;

82 4. Технические средства и испытательное оборудование
Автоматизированная
ПГС
Сброс
Стендовый
механизм ввода
Пульт дистанционного
управления
Рис. 4.19. Принципиальная схема метода и установки устройства
раздельного охлаждения РДТТ:
1 — блок распыления; 2 — магистраль подачи азота; 3 — магистраль подачи воды
• возможность перенастройки установки на различные
режимы охлаждения:
• защиту от воздействия продуктов сгорания.
Установка раздельного охлаждения включает в себя
гидравлическую 3 и азотную 2 магистрали, блок распыления 1 и механизм
его ввода в РДТТ. Гидравлическая и азотная системы
смонтированы в едином металлическом каркасе и расположены так, чтобы вне
огневого бокса при аварийном срабатывании двигателя
обеспечивалась сохранность узлов установки охлаждения.
Устройство распыления выполняет несколько функций, в
частности, обеспечивает раздельный подвод охладителей на стенки
камеры сгорания (КС) и соплового блока, герметизацию КС по
критическому сечению, выброс горячей парогазовой смеси из
камеры РДТТ без контакта со стенками сопла.
Важным элементом конструкции является механизм ввода блока
распыления, который предназначен для его дистанционной подачи и
фиксирования в заданном положении в КС РДТТ. С целью
увеличения быстродействия срабатывания используется пневматический
привод. Для предохранения механизма привода от воздействия струи
продуктов сгорания в процессе пуска его располагают в наиболее
безопасном месте на значительном расстоянии от среза сопла РДТТ.

4.4. Специальное оборудование стендовых испытаний РДТТ 83
*в1 _ ^выд1 ( ^ в2 'выд2
Рк
Рис. 4.20. Циклограмма процесса охлаждения КС РДТТ:
*сп — время, соответствующее окончанию спада давления в КС; ГвпрЬ Гвпр2, Гвпрз —
время, соответствующее началу впрыска очередной порции воды; rrI, rr2, tr3 —
время, соответствующее началу герметизации камеры сгорания; гс1, гс2 — время
сброса горячей парогазовой смеси из КС; гвЬ гв2, гв3 — длительность впрыска;
гВЫД1, гвыд2 — время герметизации КС
Типовая циклограмма процесса охлаждения КС РДТТ
представлена на рис. 4.20.
Включение устройства охлаждения производится не позднее 2 с
после окончания спада давления в КС. Спустя tH = 5... 10 с
начинается подача первой порции воды (объемом VBl) в течение времени
впрыска tB\. При этом с целью обеспечения отвода горячих газов и
начальных продуктов разложения парогазовой смеси из внутрика-
мерного объема без контакта со стенками сопла, камера не
герметизируется. После окончания впрыска внутрикамерный объем
герметизируется и выдерживается в течение времени tBbm\. Причем
длительность этого интервала выбирается из условия полного испарения
объема воды Ув1 и образования парогазовой смеси. Далее в течение
времени гс1 производится разгерметизация камеры сгорания и сброс
парогазовой смеси из РДТТ. Затем подается вторая порция воды
объемом Vb2, меньшая УвЬ при этом время выдержки tBbm2
увеличивается в целях полного испарения данной порции при меньшей
средней температуре внутренней поверхности КС РДТТ. Циклы
продолжительностью tn\, t^ tU3 повторяются в указанной
последовательности до момента, когда температура внутренней стенки
двигателя будет меньше температуры разложения связующего ТЗМ.
При реализации данного метода охлаждение соплового блока
азотом начинается одновременно с подачей первой порции воды

84 4. Технические средства и испытательное оборудование
и продолжается непрерывно в течение полного цикла
охлаждения.
Выбор режимов охлаждения и определение потребных
расходов охладителя производится на основании анализа теплового
состояния камеры РДТТ на момент отсечки тяги с последующей
корректировкой по результатам эксперимента. В частности, на
основе стендовой отработки данной установки выявлено, что
процесс охлаждения РДТТ до температуры внутренней стенки
порядка 500 К составляет примерно 30 с при общем расходе воды около
90 л и массовом расходе азота до 0,5 кг/с.
4.5. Стендовые средства высокоточной разгрузки
систем измерения тяги
На этапе ОСИ различного класса РДТТ исключительно
большое значение имеют вопросы повышения точности измерения
осевой тяги двигателей, а также фактических потерь тяги за счет
функционирования ОУ. В настоящее время отечественные
стендовые базы по отработке РДТТ применяют в основном тензорези-
сторные (типа ТПА) и вибрационно-частотные первичные
измерительные преобразователи (ПИП) силы различных диапазонов.
Оценка фактического уровня потерь тяги за счет
функционирования ОУ натурных РДТТ с применением штатных ПИП силы
невозможна, поскольку их погрешность в 1,5-2 раза превышает
контролируемое отклонение (уровень ожидаемых потерь тяги).
Само по себе использование высокочастотных ПИП силы еще не
решает задачи определения уровня потерь тяги, так как работа
преобразователей в условиях ОСИ связана с наличием ударных нагрузок и
наложением различных колебаний неинформативного характера с
амплитудой, близкой к абсолютному значению изменения тяги при
функционировании ОУ. Таким образом, задача оценки потерь тяги
связана как с повышением точности системы измерения тяги на
стенде, так и с необходимостью демпфирования колебаний стендовой
системы РДТТ + стапельная оснастка + силоизмеритель.
Испытания РДТТ оперативно-тактических ракет, систем
аварийного спасения космонавтов (САС), имеющих двухрежимный
процесс работы, также остро ставит перед отработчиками вопрос
обеспечения измерений тяги на двух режимах работы.

4.5. Стендовые средства высокоточной разгрузки 85
Решение указанных задач может быть успешно выполнено при
отказе от обычных схем измерения осевой тяги. Анализ различных
технических решений выявил, что наиболее оптимальным и
достижимым является реализация принципа высокоточной
динамической разгрузки первичных измерительных преобразователей тяги в
процессе ОСИ. Принцип разгрузки (рис. 4.21, б) заключается в
том, что к работающему двигателю через специальные стендовые
системы прикладывается постоянная и контролируемая с высокой
точностью сила <2Р, близкая по значению и обратная по
направлению развиваемой тяге Рх испытуемого двигателя. Разность
значений между разгрузочной силой и развиваемой тягой Рх изм = Рх - Q?
измеряется штатным преобразователем усилия малого диапазона [23].
Целесообразность применения принципа динамической
разгрузки с позиции возможности повышения точности стендового
измерения тяги РДТТ может быть подтверждена простым
оценочным расчетом. Пусть усилие разгрузки (противотяги) составляет
90 % ожидаемого значения тяги, тогда для измерения тяги
двигателя может быть выбран штатный ПИП с диапазоном измерения
0,1 Рх и с относительной погрешностью измерения тяги 5i = 2,4 %
(соответственно приведенная погрешность измерения составляет
1,8 % его диапазона). Учитывая, что имеющиеся в распоряжении
испытательных баз технические средства разгрузки могут
обеспечить задание постоянной силы (противотяги) с погрешностью 62
не более 0,2 %, то значения абсолютных погрешностей измерения:
• тяги
• усилия разгрузки (противотяги)
Д2 = Ь20,9Рх = 0,0018 Рх.
Тогда суммарная абсолютная погрешность измерения тяги
двигателя составит:
что соответствует значению относительной погрешности
5 = — 100% = 0,3%.

4. Технические средства и испытательное оборудование
G- p • p
p> -Где» гхизм>
100
90
Блок пневмораскрутки СИБ
Блок эталонной настройки
Рис. 4.21. Высокоточная динамическая разгрузка:
а — циклограмма; б — принципиальная схема; 1 — силовой корпус; 2 —
подвижный поршень; 3 — неподвижный поршень; 4 — подвижный цилиндр; 5 —
пневмомотор; 6 — опорно-центрирующий узел; 7 — силопередающий узел; 8 —
ПИП малого диапазона; 9 — катки-эксцентрики; 10 — ПИП большого диапазона

4.5. Стендовые средства высокоточной разгрузки 87
Для практической реализации принципа высокоточной разгрузки
силоизмерительных систем, осуществляемого в стендовых условиях,
используют следующие три способа создания противотяги:
• силой тяжести эталонных грузов;
• с помощью пневматических систем;
• с помощью гидравлических систем.
Первый способ можно считать малопригодным для условий
ОСИ РДТТ вследствие сложности и нетехнологичности
конструктивного воплощения этой идеи для двигателей большой тяги, что и
является его главным недостатком, который обусловлен
существенным снижением частоты собственных колебаний стендовой
оснастки за счет большой присоединенной массы. Второй способ
также является малопригодным прежде всего вследствие
трудности учета условий сжимаемости тяговых объемов под действием
изменяющихся по времени нагрузок от двигателя, а следовательно,
неопределенностью в контроле создаваемого усилия разгрузки.
Наиболее оптимальным способом реализации принципа
высокоточной разгрузки в условиях испытательного стенда с позиций
надежности и достоверности результатов измерений и возможности
конструктивного воплощения можно считать применение
гидравлических систем, выполненных по принципу неуплотненного поршня.
Гидравлические устройства с неуплотненными поршнями
находят в настоящее время достаточно широкое применение. В
частности, по этому принципу созданы гидравлические весы,
позволяющие определить массу изделий с погрешностью 0,01...0,02%
[24], грузопоршневые манометры, служащие для измерения
давлений с погрешностью не более 0,05 %. Столь высокие
метрологические характеристики этих устройств достигаются за счет
минимизации уровня воздействия дестабилизирующих факторов (трение,
перекосы и др.) путем создания жидкостного трения сопрягаемых
поверхностей поршень — цилиндр. Основным недостатком
неуплотненных поршней являются неизбежные утечки рабочей
жидкости через зазор. Правильный выбор геометрических размеров
поршневой группы и выполнение соответствующих требований
технологии изготовления позволяет обеспечить минимизацию
утечек до уровня, не влияющего на процесс измерений.
Однако при разработке стендовой системы разгрузки кроме
общих требований к гидроустройствам с неуплотненными
поршнями необходимо учесть ряд специфических требований:

88 4. Технические средства и испытательное оборудование
• исключить воздействие на точность измерений
возникающих перекосов и боковых моментов при работе РДТТ;
• обеспечить за полное время работы двигателя стабильность
разгрузочной силы независимо от уровня фактических утечек и
других факторов;
• обеспечить дистанционный контроль и работу систем в
автоматизированном режиме;
• исключить возможность резонансных явлений в рабочем
объеме поршневой группы.
В результате разработки и исследования ряда модельных
вариантов и проверки их в стендовых условиях (за счет оптимизации
геометрических размеров поршневой группы, введения системы
пневмораскрутки цилиндра в поршневой группе, использования
масленого компенсатора, пневматического аккумулятора давления
большого размера, специального устройства передачи усилия
разгрузки на двигатель) оказалось возможным создать натурную
стендовую систему для ОСИ РДТТ с номинальной тягой до 250 кН, в
основном отвечающую предъявленным требованиям.
Принципиальная пневмогидравлическая схема стендовой системы
высокоточной дифференциальной разгрузки К-1-883 изображена на
рис. 4.21, б. Система включает в себя:
• силоизмерительный блок (СИБ);
• воздушно-вытеснительный блок (ВВБ);
• блок дистанционного управления (БДУ-1);
• образцовый поршневой манометр МТ-60 (класса точности
0,05);
• воздушную рампу объемом 1,6 м3 с рабочим давлением
15 МПа;
• блок дистанционного управления II (БДУ- II).
Конструктивная схема СИБ представлена на рис. 4.21, б. В нее
входят силовой корпус 7, поршневая группа, выполненная в виде
подвижного поршня 2 и неподвижного поршня 3, сопряженных
подвижным цилиндром 4, пневмомотор раскрутки цилиндра 5,
выполненный на принципе пневматической ротационной
пластинчато-лопастной машины, опорно-центрирующий узел 6, силопере-
дающий узел 7, выполненный в виде замкнутой О-образной рамы,
фиксированной через катки-эксцентрики 9 в направляющих пазах
силового корпуса, промежуточную упорную плиту с ПИП силы 8
малого диапазона, ПИП силы 10 большого диапазона. В исходном

4.5. Стендовые средства высокоточной разгрузки
89
положении между ПИП силы 8 малого диапазона и рамой силопе-
редающего узла устанавливается гарантированный зазор 8,
значение которого определяется опытным путем при ОСИ конкретного
двигателя; зазор между неподвижным и подвижным поршнями
должен быть не более 38, чтобы в случае аномальной работы СИБ
обеспечить сохранение информации преобразователем силы
большого диапазона.
Вспомогательными системами высокоточной дифференциальной
разгрузки являются внешняя вытеснительная система (ВС),
обеспечивающая подачу постоянного давления на поршневую группу СИБ
и система подачи сжатого воздуха на узел раскрутки СИБ.
К вытеснительной системе предъявляются следующие
основные требования:
• обеспечение постоянства давления, подводимого к
поршневой группе СИБ при ее функционировании;
• обеспечение высокоточной установки уровня давления до
испытания и возможность проверки этого уровня в процессе
проведения и после завершения ОСИ;
• возможность телеметрического контроля уровня давления в
ВС в процессе функционирования и дистанционного управления;
• обеспечение дистанционного управления.
Возможные пульсации объема и давления в ВС при работе
СИБ составляют ± 0,01 % номинальных значений.
Функциональная схема СИБ приведена на рис. 4.22. Системы
СИБ задействуются перед запуском двигателя. Функционировать
стендовая система разгрузки начинает с момента, когда тяга
двигателя превысит усилия разгрузки (Рх > gp), т. е. в момент выборки
зазора (8 = 0) и подключения преобразователя силы малого
диапазона.
Разработанная конструкция стендовой системы разгрузки
К-1-883 успешно прошла агрегатные и натурные испытания и
полностью подтвердила свою работоспособность.
Используя накопленный опыт, в НИИ «Геодезия» была
создана более мощная стендовая система ЭД4972.000 для стендовой
отработки крупногабаритных РДТТ с тягой до 1500 кН, основные
параметры которой:
• диаметр — 540 мм;
• длина — 780 мм;
• масса — 515 кг;

U
cd
(D
X
О
I
О
^
О-

4.6. Натурные стендовые средства
• максимальное рабочее давление разгрузки — 12,0 МПа;
• рабочая жидкость — масло индустриальное И-40А;
• утечки масла через зазор поршневой группы при
максимальном давлении — 1,5 л/мин;
• максимальное усилие разгрузки — 1000 кН.
4.6. Натурные стендовые средства для определения
управляющих и возмущающих сил
Наиболее совершенным инструментом исследования
управляющих сил при ОСИ РДТТ с работающими ОУ является
вертикальный стенд, для которого разрабатывается специальная
натурная многокомпонентная оснастка (МКО), в частности:
• многокомпонентная оснастка с гибкой связью (МКОГС) с
различными вариантами верхнего измерительного пояса;
• многокомпонентная оснастка на гидростатических опорах
(МКОГО);
• многокомпонентная оснастка с динамической разгрузкой
(МКОДР).
4.6.1. Многокомпонентная оснастка с гибкой связью
Проведенный ранее анализ показал необходимость
обеспечения максимально возможной жесткости элементов конструкции
натурной оснастки — передающих и воспринимающих нагрузки
при работе двигателя, а также минимального значения
присоединенной массы и ряд других требований.
Принципиальная схема МКОГС, предназначенная для
обеспечения ОСИ РДТТ верхних ступеней ракет, представлена на
рис. 4.23, а. Оснастка выполнена под вертикальный стенд и имеет:
два измерительных пояса — нижний и верхний; рычажную
систему передачи осевого усилия на преобразователь осевой тяги;
систему подвеса двигателя на стенд, в которую введен
преобразователь веса ДУ до и после опыта; систему горячей градуировки МКО
в процессе ОСИ. На схеме также представлены основные
контролируемые размеры и индексация преобразователя силы.
На рис. 4.24 изображена конструктивная схема МКОГС
вертикального стенда с имитатором высотных условий в виде эжекторной

92 4. Технические средства и испытательное оборудование
Верхняя
измерительная
плоскость
Гибкие
связи
Нижняя

измерительная
плоскость
Узел
горячей у
градуировки
Рис. 4.23. Структурно-компоновочная схема многокомпонентной
оснастки вертикального стенда:
а — с гибкой связью

4.6. Натурные стендовые средства
93
Верхняя
измерительная
плоскость
Узел
дифференциальной
разгрузки
Плоскость
горячей
градуировки
Узлы горячей
градуировки
б — с динамической разгрузкой

94 4. Технические средства и испытательное оборудование
верхний
измерительный пояс
Рис. 4.24. Конструктивная схема МКОГС вертикального стенда с
имитатором высотных условий:
1 — ПИП веса; 2 — ПИП боковых усилий; 3 — силопередающий элемент; 4 —
переходная рама; 5 — тяги; 6 — основание; 7 — регулируемые упоры; 8 — ПИП
боковых усилий; 9 — силопередающие элементы; 10 — электрогидравлическая
машинка; 11 — шариковые сепараторы; 12 — эжекторная установка; 13 — гибкая
связь; 14 — рычаг; 75 — ПИП осевой тяги
установки. Нижний измерительный пояс представляет собой
жесткую конструкцию на железобетонном основании 6, на котором
предусмотрены в плоскостях стабилизации двигателя
регулируемые упоры 7 (8 шт.) с контактными площадками. Между упорами

4.6. Натурные стендовые средства
устанавливаются попарно восемь преобразователей боковых
усилий 8.
Силопередающие элементы 9 (4 шт.), фиксированные через
шариковые сепараторы 11 между преобразователями боковых сил,
жестко закреплены на испытуемом двигателе, как правило, на заднем
фланце в плоскостях стабилизации. Испытания проводятся с
предварительным поджатием преобразователей боковых сил с помощью
регулируемых упоров с целью обеспечения беззазорной схемы и
увеличения жесткости системы в боковом направлении. Узел
горячей градуировки выполнен в виде силозадающей системы,
связанной с основанием стенда и испытуемым двигателем. Узел включает
в себя: рулевую электрогидравлическую машинку 10 (генератор
эталонной силы), демпферный блок, эталонный преобразователь
задаваемой силы, силопередающие звенья. В нижнем поясе МКОГС
предусмотрено устройство статической градуировки.
Рассматривалось несколько вариантов верхнего
измерительного пояса, которые изготавливались и проходили
экспериментальную проверку в натурных опытах. В первом варианте верхний
измерительный пояс выполнялся в виде полого тензостакана, на
боковой поверхности которого в калиброванной проточке
устанавливались в привязке к плоскостям стабилизации ДУ
тензометры. Тензостакан жестко крепился к верхнему перекрытию стенда.
Внутри его независимо на перекрытии монтировался
преобразователь осевой тяги. Через торцевое калиброванное отверстие внутрь
тензостакана пропускался по скользящей посадке силовой шток,
передающий усилие тяги на основной преобразователь, а
боковыми своими поверхностями на тензостакан. В процессе
экспериментов были выявлены следующие недостатки этой схемы:
• повышенное влияние осевой тяги (по штоку) на градуиро-
вочные зависимости боковых сил;
• появление угла нулевого уровня, обусловленное смещением
места контакта шара и опоры штока тензостакана.
Поэтому было рекомендовано убрать связь двигателя с верхней
упорной плитой стенда, введя зазор. При этом усилие осевой тяги
через гибкую связь 13 будет передаваться на рычаг 14 и на
преобразователь осевой тяги 75, который был (в отличие от штатных схем)
вынесен от осеьой линии двигателя.
Верхний измерительный пояс в этом варианте выполнялся (см.
рис. 4.24) из четырех преобразователей боковых усилий 2, связан-

96 4. Технические средства и испытательное оборудование
ных с силовой рамой двигателя через силопередающий элемент 3 с
шариковыми направляющими. Преобразователи боковых усилий
устанавливались в упор, либо включались в растяжки по
дифференциальной схеме.
Переходная рама 4 через тяги 5 соединяется с грузовой плитой,
передающей вес системы на ПИП веса 7, установленный
неподвижно на опорной плите перекрытия стенда. С целью
уменьшения сопротивления подвески при отклонении системы в боковом
направлении (нагружение преобразователей) тяги 5 выполняются
гибкими, при этом расстояние между тягами выбирается
минимальным.
Поскольку введение гибкой связи меняет частотные
характеристики системы, следует рассмотреть условия возникновения
колебаний и в этом случае.
Воспользуемся уравнениями движения системы (7.65), вывод
которых будет рассмотрен ниже.
Определив работу силы 9?изм (см. рис. 7.3) на возможных
перемещениях по координатам ф1л (р2у, cpiz> 4>2z и разложив ее в ряд по
степеням обобщенной координаты, можно придти к уравнениям
вида (7.65), в которых
D2=cxl + — 9?изм.
Отсюда следует, что введение рассматриваемого узла
эквивалентно увеличению жесткостей ПИП нижнего с и верхнего
измерительного поясов с\ соответственно на
2
4hl2 изм I22h mM
Здесь а — расстояние от плоскости расположения
преобразователей боковых сил верхнего пояса до точки закрепления гибкой
связи на силовой раме; h — длина силового элемента; / — расстояние
между верхним и нижним измерительными поясами.
Таким образом, с точки зрения определения боковых сил
введение гибкого узла не ухудшает динамических характеристик

4.6. Натурные стендовые средства
стендовой системы, поскольку предполагается, что включение ОУ
производится в моменты времени, когда тяга РДТТ изменяется
плавно. С позиции измерения осевой тяги введение этого узла
несомненно ухудшает динамические характеристики системы,
поэтому определение геометрических размеров элементов,
связывающих двигатель с преобразователем осевой тяги, должно
выполняться с учетом обеспечения требуемой частоты колебаний.
Естественно, выбор этих элементов должен производиться также и
с учетом допустимой силы сопротивления перемещения двигателя
в боковом направлении, включающего силу сопротивления изгибу
гибкой связи и силу, определяемую стабилизирующим моментом
(эффект перевернутого маятника).
Допустимую силу сопротивления лучше оценивать по
значению реакции в верхнем измерительном поясе, например по
зависимости:
h(±y (4.1)
где 8 — допустимая погрешность определения управляющей
силы; Ry — уровень управляющей силы; d, I — геометрические
размеры (см. рис. 4.23).
Поскольку погрешность определения управляющей силы,
обусловленная сопротивлением оснастки, носит систематический
характер, необходимо вносить поправку в значение измеренной
реакции. Эта поправка должна вноситься по результатам градуировки
системы измерений в условиях стенда. Необходимость указанной
градуировки вызвана еще и тем, что применяемые преобразователи
силы выбираются с некоторым запасом измерительной шкалы в
связи с возможностью получения большого значения
эксцентриситета тяги и значительной амплитуды колебаний на переходных
режимах.
Градуировку рекомендуется производить отдельно для каждой
плоскости стабилизации при нагружении преобразователя осевой
тяги нагрузкой ожидаемой величины. Для того чтобы выявить и
учесть гистерезис системы, градуировку целесообразно выполнять
с непрерывным и монотонным изменением значения нагрузки от
нуля до некоторого предельного значения и обратно. Предельное
значение выбирают из уровня ожидаемых боковых сил. Нагрузка
при градуировке должна прикладываться в плоскостях стабилиза-

98 4. Технические средства и испытательное оборудование
ции, перпендикулярно оси ДУ. На рис. 4.24 показан общий вид
приспособления для градуировки (поз. 10), включающий
эталонный преобразователь усилия и рулевую машинку для нагрузки.
Одной из задач, решаемых в процессе испытаний на
вертикальном стенде, является определение начального и конечного
веса двигателя. Для РДТТ, испытания которых проводятся в
настоящее время и будут проводиться в ближайшие годы, разброс веса
конструкции ДУ может составлять 1,5...2 %. Соответственно этому
погрешность взвешивания не должна превышать 0,5...0,7 %.
Полагая в дальнейшем, что для правильно спроектированной
оснастки вес присоединенных деталей не будет превышать поло-
вину веса конструкции (а = —2£1L ^ 0,5), взвешивание должно про-
водиться с погрешностью не более 8G = отр = 0,3...0,5 %. Такую
погрешность можно обеспечить в статических условиях с
применением специально отобранных вибрационно-частотных ПИП.
Длина тяги 5 (см. рис. 4.24) выбирается исходя из обеспечения
минимального момента сопротивления, который не должен
превышать значения, определяемого по формуле
[Mc] = i5rpPrp(J-/), (4.2)
где 6гр — допустимая погрешность градуировки; Ргр —
максимальный уровень при градуировке.
Во многих случаях можно принять 5Ф < —5, где значение 5
соответствует значению в формуле (4.1).
До начала работы двигателя вес системы передается на ПИП
веса, который фиксирует начальный вес GHa4. В процессе работы
ДУ преобразователь веса измеряет только часть веса системы (на
1-2 порядка меньше GHa4). После окончания работы двигателя
ПИП веса фиксирует конечный вес системы GK0H.
В настоящее время испытания двигателей высотных ступеней
ракет проводят в основном с имитацией высотных условий с
помощью специальных эжекторных установок (диффузорных
насадков). Кроме того, применяют две схемы эжекторных установок:

4.6. Натурные стендовые средства
непроточная схема, в которой зазор между двигателем и
обечайкой закрыт резиновой или другой диафрагмой (механическая связь
с двигателем); проточная схема, т. е. схема с гарантированным
зазором между двигателем и обечайкой эжектора.
С точки зрения повышения точности и достоверности
определения управляющих сил, наиболее предпочтительной является
проточная схема, поскольку в этом случае исключается ряд
дестабилизирующих факторов наличия механических связей и
взаимодействий в системе ДУ + МКО + эжектор.
4.6.2. Многокомпонентная оснастка
на гидростатических опорах
В многокомпонентной оснастке на гидростатических опорах в
конструктивном плане наиболее целесообразным оказалось
применение в опорах сферических беззазорных однокамерных осевых
гидростатических подшипников, обладающих следующими
преимуществами:
1) благодаря способности самоцентрирования эти
подшипники мало чувствительны к погрешности сборки, что позволяет
упрощать конструкцию гидростатической опоры (ГО);
2) кроме осевой нагрузки они способны воспринимать и
боковую нагрузку;
3) реализуемое в подшипниках вязкое трение практически не
влияет на погрешность измерения управляющих сил двигателя.
Исходными данными при проектировании гидростатических
опор в МКО являлись ожидаемые характеристики натурного
двигателя III ступени:
• осевая тяга, передаваемая на верхний подпятник опоры, 80 кН;
• максимальное осевое усилие, передаваемое на нижний
подпятник опоры в процессе испытания, 3 кН;
• максимальные боковые усилия не более 1 кН;
• время непрерывной работы опор 120 с;
• режим эксплуатации +5...+35 °С;
• общее время работы опор, включая предстартовые
проверки, 10 мин;
• в качестве смазки в опорах использовать масло веретенное
АУ ГОСТ 1642-75 с тонкостью фильтрации 25...40 мкм.

100 4. Технические средства и испытательное оборудование
Верхняя
измерительная
плоскость
F-
Гидростати-
ческая
опора
Узел
горячей
градуировки
Нижняя
измерительная
плоскость
\
Подача
масла

Гидростатическая
опора
Эжекторная
установка
Рис. 4.25. Многокомпонентная оснастка на гидростатических опорах:
а — принципиальная схема

4.6. Натурные стендовые средства
101
Верхний пояс
Воздух
Масло
отработанное
Масло
чистое
б — пневмогидравлическая схема

102 4. Технические средства и испытательное оборудование
Принципиальная схема разработанной МКОГО представлена
на рис. 4.25, а.
В состав МКОГО входят следующие узлы:
• верхний измерительный пояс, выполненный в виде поддона;
• нижний измерительный пояс, состоящий из упорных
платформ стенда и плавающей обоймы в составе обечайки;
• система градуировки МКО;
• пневмогидросистема питания и управления МКО.
Верхний измерительный пояс выполнен в виде одной ГО,
встроенной в поддон, который позволяет осуществить шарнирную
подвеску двигателя.
Гидростатическая опора поддона представляет собой
плоскосферический подшипник с двойной компенсацией: дроссельным
каналом и ступенчатыми зазорами на сферической и плоской
поверхностях ГО. Наличие дроссельного канала лимитирует расход
утечек рабочей жидкости, а компенсация ступенчатыми зазорами
обеспечивает идентичные условия работы плоской и сферической
сторон ГО, а также равномерность зазоров и отсутствие перекосов
пяты относительно подпятника.
Соотношение размеров опоры выбирается таким, чтобы
проекция на вертикальную ось сил давления, действующих на
сферическую поверхность опоры, уравновешивала силы давления,
действующие в зазоре плоской опоры. Давление в камере подпятника
определяется из условий равновесия вертикальных сил под
действием осевой нагрузки. Перепад давления на дросселе определялся
из соотношения гидравлических сопротивлений дросселя и щели.
Исходя из изложенных выше условий, расчеты были
проведены по соотношениям и диаграммам для верхней опоры как самого
напряженного узла МКОГО [25].
В результате расчетов были получены следующие
характеристики работы ГО:
• толщина масляной пленки (0,08±0,01) мм;
• по конструктивным соображениям при принятом диаметре
дроссельного отверстия 0,9 мм и длине дроссельного канала 15 мм —
масло веретенное должно поступать в ГО под давлением не менее
бМПа;
• суммарный расход масла через ГО верхнего и нижнего
подпятников составляет не менее 10 л/мин.

4.6. Натурные стендовые средства
103
Рис. 4.26. Схемы конструктивных элементов гидростатической опоры:
а — верхний измерительный пояс; б — нижняя опора; в — нижний
измерительный пояс; 1 — датчик ЛХ; 2 — магистраль подачи масла; 3 — поддон; 4 —
магистраль слива масла; 5 — опора гидростатическая; 6 — датчик ТПА; 7 — обойма
плавающая; 8 — подшипник; 9 — гибкий ложемент; 10 — обечайка РДТТ

104 4. Технические средства и испытательное оборудование
Конструкция ГО показана на рис. 4.26. Верхняя ГО
выполнена в виде плоскосферического подшипника и состоит из
корпуса, верхнего и нижнего подпятников, двух шаровых сегментов и
пяты (рис. 4.26, а).
В подвешенном состоянии нагружается нижний подпятник
опоры, что позволяет двигателю самоустанавливаться в
вертикальном положении перед закреплением его в МКОГО.
При работе двигателя нагружается верхний подпятник,
который передает осевую тягу двигателя на упорную плиту стенда.
В камере подпятников рабочая жидкость подается автономно от
единой пневмогидросистемы МКОГО в зависимости от вида
операций (вывешивание двигателя в вертикальном положении или
регистрация боковых усилий при работе двигателя).
Система из четырех кронштейнов с измерительными
преобразователями усилий типа ЛХ-144, замыкающимися на корпус ГО через
пяту плоского подшипника, образует верхнюю измерительную
плоскость МКОГО в плоскостях стабилизации двигателя хОу и jcOz.
При работе опоры веретенное масло подается из камер ГО в
зазоры между сферическими сегментами и подпятниками, а также между
сегментами и плоской пятой, обеспечивая тем самым жидкостное
трение в силопередающих звеньях верхнего измерительного пояса.
Нижняя измерительная плоскость включает в себя обечайку
РДТТ с плавающей обоймой с секторами, через которые
передаются боковые усилия на измерительные преобразователи типа
ТПА, закрепленные на платформах вертикального стенда. Общий
вид нижнего измерительного пояса конструктивно показан на
схеме рис. 4.26, б, в.
В разработанной МКОГО применена трехопорная
конструкция плавающей обоймы, которая является оптимальной с точки
зрения удобства горизонтирования конструкции. В опорах
плавающей обоймы применены гидростатические опоры с дроссельной
компенсацией и с самоустановкой по сфере, что позволяет
исключить перекосы пят относительно подпятников и добиться
идеальной самоустановки обоймы при фиксировании двигателя в
вертикальном положении.
Подпятник опоры имеет сферическую и плоскую поверхности.
Такая конструкция опоры обеспечивает плавание плоской пяты
обоймы относительно подпятника при равномерных зазорах
между элементами опоры. При максимальной осевой нагрузке 3 кН

4.6. Натурные стендовые средства
расход масла через три опоры плавающей обоймы с диаметром
дроссельного канала 1,2 мм в магистрали нагнетания при давлении
6 МПа не должен превышать 4,2 л/мин.
Плавающая обойма, имеющая в нижнем сечении шесть
равномерно расположенных роликовых упоров, базируется на
цилиндрическом стакане двигателя, образуя кольцевой зазор 1...1,5 мм.
Торцевой зазор 0,3...0,5 мм между плавающей обоймой и стапелем
двигателя исключает какое-либо силовое воздействие обечайки на
плавающую обойму, а гибкие элементы с кольцевым зазором
1... 1,5 мм и роликовыми упорами — передачу удлинения корпуса
двигателя в процессе испытания на плавающую обойму.
Передача боковых усилий на измерительные преобразователи
типа ТПА осуществляется в двух плоскостях стабилизации
двигателя хОу и xOz через двухсторонние упоры, оснащенные
шариковыми сепараторами для снятия механического трения при
перемещениях плавающей обоймы в плоскостях стабилизации под
действием боковых усилий двигателя.
Задействование опор МКОГО производится централизованно
от пневмогидравлической системы (ПГС), принципиальная схема
которой показана на рис. 4.25, б.
Пневмогидравлическая система является системой вытеснитель-
ного типа и имеет в своем составе пневмогидравлический
аккумулятор емкостью 200 л, заполненный веретенным маслом. С помощью
пневмогидравлического аккумулятора в магистралях подачи масла
к опорам поддерживается необходимый режим питания опор.
Встроенные фильтры Ф1 и Ф2 обеспечивают тонкость фильтрации масла в
пределах 25...40 мкм, подаваемого через дроссели в камеры опоры
верхнего и нижнего измерительных поясов.
Данная ПГС обеспечивает максимальный расход масла до
50 л/мин под давлением до 12 МПа. Система горячей градуировки
МКОГО, схематично показанная на рис. 4.25, я, состоит из рулевой
машинки с силопередающей механической связью. Усилие от
рулевой машинки передается на плавающую обойму нижнего
измерительного пояса между осями у и z и регистрируется измерительным
преобразователем усилий типа ТДС, встроенным в силопередаю-
Щую связь. С помощью системы горячей градуировки во время
паузы в работе органов управления двигателя на измерительные
преобразователи нижней и верхней измерительных плоскостей МКОГО
задается усилие, имитирующее работу ОУ двигателя.

106 4. Технические средства и испытательное оборудование
Разработанная оснастка прошла серию агрегатных и огневые
стендовые испытания натурного РДТТ III ступени с имитацией
высотных условий.
4.6.3. Многокомпонентная оснастка
с динамической разгрузкой
Полученные практические результаты при проектировании и
натурных испытаниях МКО для определения управляющих и
возмущающих сил при работе ОУ испытуемого двигателя позволили
разработать МКО ДР. В условиях вертикального стенда эта
оснастка позволяет минимизировать дестабилизирующие факторы,
возникающие в процессе работы двигателя, уменьшить степень
влияния стапельного оборудования на объект испытания, приблизив
условия испытания к реальным прежде всего за счет консольного
крепления двигателя в МКО за передний торец.
Разработанная МКОДР позволяет производить комплексную
оценку работы РДТТ высотных ступеней с функционирующими
ОУ за счет возможности измерения в реальном масштабе времени
следующих параметров:
• уровня управляющих и возмущающих сил и моментов;
• линейных и угловых эксцентриситетов тяги ДУ;
• потерь тяги при функционировании ОУ различного типа по
произвольной программе;
• начальной и конечной массы двигателя;
• осевой тяги двигателя.
Структурно-компоновочная схема МКОДР представлена на
рис. 4.23, б.
В состав МКОДР входят следующие основные узлы:
• шестикомпонентный силоизмерительный блок;
• устройство экспресс-калибровки МКОДР;
• пневмогидросхема.
Соединение МКОДР с двигателем осуществляется в стыке
переднего торца двигателя через переходную раму. Такое
соединение аналогично по конструкции соединению двигателя с
последующей ступенью.
Двигатель фиксируется с присоединенной частью МКОДР в
пространстве (см. рис. 4.23, 6) посредством измерительных преобразова-

4.6. Натурные стендовые средства }}LL
телей усилий F_ly, F_u, F_2z, Flz, F2z, Fly, P_u, Plz, Plv, P_ly, Gx, ?x,
размещенных в специальных обоймах, показанных на рис. 4.27.
Как видно на рис. 4.23, б, измерительные преобразователи
(12 шт.) размещены попарно по шести направлениям возможных
перемещений двигателя с присоединенной частью МКОДР в
плоскостях стабилизации двигателя. Таким образом, все шесть степеней
свободы перемещений двигателя с присоединенной частью МКОДР
зафиксированы наложением 12 связей измерительных
преобразователей в специальных обоймах. Каждая пара наложенных связей,
расположенная на одной линии, предназначена для фиксации одной
степени свободы и служит для измерения силовых реакций как в
положительном, так и в отрицательном направлениях.
Структурная компоновка наложенных связей выполняется в
виде трех групп. Первая группа размещена в верхней
измерительной плоскости и состоит из шести измерительных
преобразователей. Эта группа служит для фиксации трех степеней свободы и
регистрации трех силовых реакций Flz, Flz, FXy. Вторая группа
размещена в нижней измерительной плоскости и состоит из четырех
измерительных преобразователей, фиксирующих две степени
свободы и регистрирующих силовые реакции. Третья группа размеше-
на вдоль вертикальной оси х, состоит из двух основных и одного
дублирующего измерительного преобразователя, фиксирующих
одну степень свободы и регистрирующих реакции изменения
осевой тяги двигателя Рх и массы двигателя Gx в процессе испытания.
Функционально при работе ОУ усилия через двигатель
передаются на присоединенную часть МКОДР и в плоскостях
стабилизации двигателя воспринимаются следующими измерительными
преобразователями усилий:
• в плоскости хОу — Piy, P_iy, Fjy, F_Xy\
• в плоскости xOz — Рц, Р-ц, (Fiz, Ffc), (F_u, F_2z).
Управляющий момент по крену двигателя можно определить
с помощью установки группы измерительных преобразователей
(Flz, F2z), (F_u, F_2z).
В качестве дублирующего узла для высокоточного измерения
тяги двигателя и оценки потерь осевой тяги двигателя используют
силоизмерительный блок с динамической разгрузкой.
Основной особенностью МКОДР является фиксированное
размещение измерительных преобразователей в пространстве, т. е.

108 4. Технические средства и испытательное оборудование
Сфера 0300 на узлах
измерения F\y9 F-\y, F\z, F-\z,
F F P P P P
Сфера 0400
на узле
измерения
Сфера 0460.
на узле
измерения Gx
Рис. 4.27. Конструкция узлов МКОДР:
1 — резиновое кольцо; 2 — датчик ТПА; 3 — обойма датчика; 4 — подвижная
часть МКОДР и направления свободных перемещений; 5 — неподвижная часть
МКОДР; 6 — датчик СВ

4.6. Натурные стендовые средства
постоянство значений размеров а, Ъ, I и отсутствие влияния в
процессе испытания на систему измерения деформаций и
перемещений узлов и элементов двигателя, а также радиационного
теплового излучения на шестикомпонентный силоизмерительный блок
МКОДР, что в конечном счете повышает достоверность получаемой
в процессе испытания информации по работе двигателя в целом.
Измерительные преобразователи МКОДР размещены в
обоймах таким образом, что их внешние контактные поверхности
образуют единые сферы (см. рис. 4.27). Такая компоновка позволяет
рассматривать данные узлы как шары большого размера,
прокатывающиеся между частью МКОДР, присоединенной к двигателю, и
неподвижной опорой с ничтожно малым сопротивлением.
Рассмотренные в данном разделе методика и стендовые силоиз-
мерительные системы, реализующие принцип высокоточной
дифференциальной разгрузки, позволяют применительно к
крупногабаритным РДТТ обеспечить измерение величины тяги и потерь осевой
составляющей тяги при работе ОУ РДТТ с высокой точностью.

Глава 5
Системы измерений параметров
крупногабаритных РДТТ
В нашей стране опубликовано несколько монографий и
справочных пособий, например [26], в которых изложены основные принципы
построения системы измерений, методика обработки и представления
результатов теплофизических исследований, дается информация по
первичным измерительным преобразователям. В данной главе
рассмотрено использование стандартных методик измерений, технических
средств и информационных технологий при организации ОСИ РДТТ.
5.1. Общие требования к системе измерений
Для получения качественной картины рабочих процессов,
протекающих в ракетном двигателе и в агрегатах двигательной
установки, количественной зависимости между параметрами этих
процессов используется комплекс измерительных средств и устройств,
называемый системой измерений (СИ). Состав СИ при ОСИ РДТТ
определяется объемом требуемой информации и характером
исследуемых процессов. Параметры, измеряемые в РДТТ, можно
разделить на три основные группы:
1) параметры медленно меняющихся процессов. К ним
относятся тяга и давление на установившемся режиме работы
двигателя; температура наружной поверхности элементов РДТТ;
параметры органов управления вектором тяги;
2) параметры быстро меняющихся процессов, в частности,
пульсации давления в КС и в агрегатах двигательной установки;
акустические колебания, вибрация и деформации элементов
конструкции РДТТ; тяга и давление на нестационарных участках
работы двигателя (выход на режим, спад, смена режимов);
3) дискретные параметры. К ним можно отнести времена
срабатывания элементов автоматики; время прохождения
управляющих команд и т. д.

5.2. Измерение давлений HI
К системам измерений предъявляются следующие основные
требования:
• высокая точность измерений: относительная погрешность
измерения параметров в ряде случаев не должна превышать 0,1.. .0,15 %;
• высокая надежность измерительной аппаратуры. Это
требование диктуется тем, что потеря информации может привести к
невыполнению задач, поставленных перед ОСИ, что недопустимо
в силу ограниченного числа и высокой стоимости испытаний. Для
повышения надежности используют принцип дублирования
измерений по разным измерительным каналам;
• создание автоматизированных комплексов регистрации, ее
обработки и обработки результатов экспериментов на основе
ЭВМ;
• многоканальность системы измерения. При огневых
испытаниях крупных РДТТ количество измерительных каналов может
достигать 400;
• автоматизация процесса управления измерительной
аппаратурой;
• высокая помехоустойчивость измерительной аппаратуры
при работе ее в условиях стенда;
• дистанционность измерений. Это требование
обусловливается необходимостью создания безопасных условий для
обслуживающего персонала.
5.2. Измерение давлений
Давление является основным параметром, отражающим
характер процессов, протекающих в КС РДТТ, в агрегатах двигательной
установки и в стендовых устройствах. Условия стендовых
измерений давления отличаются большим разнообразием:
• по частотному спектру исследуемых параметров (давления
на установившемся режиме и пульсации давления);
• по свойствам исследуемой среды (давление продуктов
сгорания в КС и давление рабочей среды в рулевых приводах);
• по воздействию вибраций на первичные преобразователи;
• по давлению окружающей среды (в условиях Земли и в
условиях высотности);
• по температуре исследуемой среды.

5. Системы измерений параметров РДТТ
Этим и определяется большое разнообразие средств,
используемых при измерении давлений. Измерение давлений в настоящее
время производится в основном электрическими методами.
Общим для всех применяемых методов является то, что воздействие
давления на чувствительный элемент вызывает его деформацию,
которая преобразуется в электрический сигнал либо путем
изменения параметров электрической цепи: омического сопротивления,
индуктивности, емкости, частоты переменного тока, либо путем
генерирования энергии. В настоящее время широкое
распространение получили методы, основанные на изменении омического
сопротивления (тензорезисторный и потенциометрический),
частоты переменного тока (частотные), на использовании прямого
пьезоэлектрического эффекта (пьезоэлектрические). Другие
методы находят ограниченное применение либо в связи со сложностью
эксплуатации в условиях стенда, либо в связи с большим влиянием
разного рода дестабилизирующих факторов на результаты
измерений и как следствие их низкой точности.
Измерение давления тензорезисторным методом
Принцип измерения с помощью тензорезисторных
измерительных преобразователей основан на использовании проволочных или
полупроводниковых тензорезисторов, которые изменяют свое
сопротивление при деформации. Тензорезистор механически крепится к
чувствительному элементу преобразователя. Величина деформации,
пропорциональная измеряемому давлению, преобразуется в
электрический сигнал, который после последующего преобразования
регистрируется на носителе информации. Блок-схема системы измерения
давления тензорезисторным методом показана на рис. 5.1, а.
Кратко рассмотрим основные средства, входящие в систему
измерений давления тензорезисторным методом.
Первичный измерительный преобразователь. Существует
много типов тензорезисторных ПИП давления, чувствительные
элементы которых выполняются либо в виде тонкостенных
цилиндров и колпачков, работающих при воздействии давления на
сжатие, либо в виде мембран, работающих на растяжение [27].
Тензорезисторы в большинстве случаев изготавливают в виде
прямоугольной решетки из специальной константановой микро-

5.2. Измерение давлений
ИЗ
Рис. 5.1. Блок-схемы измерений давления:
а — тензорезисторным методом (7 — ПИП; 2 — промежуточные
преобразователи; 3 — регистратор; 4 — согласующее устройство; 5 — ЭВМ; 6 — устройство
печати); б — потенциометрическим методом (1 — измерительный
преобразователь; 2 — регистратор; 3 — согласующее устройство; 4 — ЭВМ; 5 — устройство
печати)
проволоки диаметром 0,025...0,035 мм, укрепленной (с помощью
клея или лака) на электроизолирующую основу, которая прочно
приклеивается к чувствительному элементу [27].
На рис. 5.2 приведена конструктивная схема типичного тензо-
резисторного измерительного преобразователя давления.
Преобразователь состоит из чувствительного элемента 3, корпуса 5 с
хвостовиком 6 и кабельной перемычки 7. Чувствительный элемент
представляет собой полый цилиндр, на внутренней и наружной
поверхностях которого наклеены проволочные тензорезисторы 4.
Тензорезисторы вместе с компенсирующими сопротивлениями Ra
и /?р смонтированы в мостовую схему (рис. 5.3). Проволочные
тензорезисторы на стакане чувствительного элемента для
предохранения от воздействия влаги залиты герметизирующим составом.
Усилие, создаваемое измеряемым давлением, передается на
чувствительный элемент через тонкую мембрану 2 и теплозащитную
прокладку 1 (см. рис. 5.2). Мембрана, кроме передачи давления на
чувствительный элемент, защищает внутреннюю полость
преобразователя от воздействия агрессивных сред. Полость А заливается
Рис. 5.2. Конструктивная схема тензорезисторного измерительного
преобразователя давления:
1 — прокладка; 2 — мембрана; 3 — чувствительный элемент; 4 —
тензорезисторы; 5 — корпус; 6 — хвостовик; 7 — кабельная перемычка

114
5. Системы измерений параметров РДТТ
Рис. 5.3. Принципиальная электрическая схема тензорезисторного
преобразователя давления:
1-5 — плечи мостовой схемы
эпоксидным компаундом, что создает надежную герметичность
преобразователя на случай разрушения мембраны.
Измерение давления ПИП можно производить в частотном
диапазоне от 0 до 1500 Гц, однако частотный диапазон может
изменяться в зависимости от усилительно-преобразовательной
аппаратуры и длины трубопроводов, соединяющих преобразователь с
контролируемым объектом. В основную погрешность
тензорезисторного ПИП входят следующие составляющие:
• уход нуля от нагрузки;
• нестабильность (вариация) показаний;
• нелинейность и гистерезис градуировочной характеристики.
Суммарная основная погрешность для рассмотренного типа
преобразователей составляет около 0,8 %.
Дополнительная погрешность состоит из следующих
погрешностей:
1) температурная погрешность чувствительности (не более
0,3% на 10 К);
2) температурная погрешность начального разбаланса (не
более 0,3 % на 10 К);
3) чувствительность к перегрузкам (не более 0,2 % на 20g);
4) виброчувствительность (не более 0,5 % на 200g);
5) временная нестабильность (не более 0,5 %).
Достоинством тензорезисторных преобразователей давления
являются:
• малый гистерезис;
• достаточная стабильность градуировочной характеристики;

5.2. Измерение давлений
115
• малая виброчувствительность;
• достаточно высокая надежность при воздействии ударов
и пульсирующих давлений;
• небольшие габариты.
Тензорезисторные преобразователи давления можно
устанавливать на коротких трубках или без них даже в местах,
подверженных воздействию очень сильных вибраций. Это позволяет
проводить измерение не только медленно меняющегося давления, но
и давления на переходных режимах.
Промежуточные преобразователи. Для согласования
выходного сигнала первичного преобразователя со входом
регистрирующего устройства (см. рис. 5.1, а) используются
промежуточные преобразователи — электронно-преобразовательные
устройства (усилители) и аналого-цифровые преобразователи. Последние
применяются при регистрации информации в дискретной форме.
Широкое распространение получили усилители, работающие
по принципу амплитудной модуляции несущей частоты опорного
генератора информативным сигналом.
Аналого-цифровые преобразователи служат для
преобразования информации из аналоговой формы в дискретную
(цифровую). Известен ряд аналого-цифровых преобразователей,
отличающихся по схемам входа и выхода и по принципу
преобразования. Одной из наиболее распространенных в настоящее время
является схема преобразователя, использующая принцип
последовательного счета. Принцип его работы заключается в
преобразовании полезного сигнала в
пропорциональные его
значению временные интервалы,
продолжительность которых
оценивается количеством
импульсов кварцевого генератора
за эти интервалы.
Блок-схема
аналого-цифрового преобразователя показана рИс. 5.4. Блок-схема аналого-циф-
на рис. 5.4. Задающий генератор рового преобразователя:
Полезный
сигнал
Дискретный
выход
5 через определенные
промежутки времени,
соответствующие частоте опроса
непрерывного сигнала, запускает генера-
1 — кварцевый генератор; 2 —
генератор пилообразного напряжения; 3 —
схема сравнения; 4 — селектор; 5 —
задающий генератор; 6 — электронный
счетчик

116
5. Системы измерений параметров РДТТ
тор пилообразного напряжения 2 и отпирает
селектор 4, пропускающий эталонные
импульсы с кварцевого генератора 1 на
электронный счетчик 6. В момент равенства
непрерывного сигнала и опорного сигнала
схема сравнения 3 вырабатывает импульс,
запирающий селектор и подача эталонных
импульсов на счетчик прекращается.
Как следует из формы опорного напря-
Рис. 5.5. Форма
опорного напряжения:
1 — уровень
непрерывного сигнала, 2 —
длительность отпертого состоя- жения (рИС# 5.5), количество эталонных им-
~~ чис" пульсов пропорционально уровню
преобразуемого сигнала. Задающий генератор
вырабатывает также импульсы сброса на нуль генератора
пилообразного напряжения и счетчика.
Регистраторы. Регистрация показаний тензорезисторных
преобразователей может вестись как в аналоговой, так и в цифровой
форме с использованием ЭВМ. Предпочтение отдается цифровой
форме регистрации, так как при регистрации в аналоговой форме
возрастает трудоемкость обработки и снижается оперативность
получения экспериментальных данных. Для регистрации в
аналоговой форме используются шлейфовые осциллографы с записью
на фотобумагу или фотопленку, электронные потенциометры с
записью на бумажную ленту и т. д. Следует отметить, что в
настоящее время аналоговые регистраторы практически полностью
заменены автоматизированными компьютерными комплексами
регистрации, которые достаточно разнообразны как по
физическим принципам, так и по применяемой аппаратуре и будут
рассмотрены более подробно.
При регистрации результатов измерений в цифровом виде
создаются условия для автоматической обработки. Обработка
производится с помощью специальных, или универсальных ЭВМ. Для
ввода данных в ЭВМ используются различные согласующие
устройства, вид которых определяется способом регистрации
опытных данных и типом ЭВМ. Результаты обработки печатаются на
носителе информации в виде таблиц и выводятся на графики.
Графическое представление и вторичная обработка результатов
измерений осуществляется с помощью специальных прикладных
пакетов, например Excell, Acces, Statistica и др.

5.2. Измерение давлений
117
Измерение давлений потенциометрическим методом
Этот метод предусматривает использование измерительных
преобразователей, в которых вырабатывается электрический
сигнал, пропорциональный измеряемому давлению, при изменении
выходного сопротивления в цепи потенциометра (см. рис. 5.1, б).
Потенциометрические измерительные преобразователи
разнообразны по конструктивному оформлению. В качестве
чувствительного элемента в них используются мембраны, витые трубки, силь-
фоны, анероидные коробки и т. д.
На рис. 5.6 показана кинематическая схема преобразователя
давления с мембранным чувствительным элементом. Давление
через штуцер 1 воспринимается мембраной 2. Деформация
мембраны через шток 3, качалку 8 передается на поводок 6, на кото-
Рис. 5.6. Кинематическая схема потенциометрического преобразователя
давления:
1 — штуцер; 2 — мембрана; 3 — шток; 4 — потенциометр; 5 — щетка; 6 —
поводок; 7 — пружина; 8 — качалка

118 5. Системы измерений параметров РДТТ
ром закреплен скользящий контакт (щетка) 5. При изменении
давления щетка скользит по потенциометру 4. Каждому значению
давления соответствует определенное положение скользящего
контакта на потенциометре. Обратный ход подвижных элементов
преобразователя осуществляется возвратной пружиной 7.
Основное достоинство потенциометрических
преобразователей заключается в простоте схемы, не требующей усилительной
аппаратуры. К недостаткам этих преобразователей следует отнести
чувствительность к вибрациям и ударам, ограниченный частотный
диапазон, недостаточную стабильность градуировочных
характеристик. Потенциометрические преобразователи в зависимости
от их конструкции могут использоваться для измерения как
избыточных, так и абсолютных давлений, в частности вакуум-
метрического давления в зоне имитатора высотных условий.
Основная погрешность потенциометрических преобразователей
составляет около 2 %. Остальные средства, входящие в
измерительную систему, аналогичны описанным выше. Отметим также,
что потенциометрические датчики давления типа МД
применяются в условиях космического пространства.
Измерение давлений частотным методом
При этом методе используют измерительные частотные
преобразователи, выходной величиной которых является частота
выходного сигнала. Такие преобразователи называют
частотными. Из частотных преобразователей наибольшее распространение
получили преобразователи, основанные на изменении частоты
собственных колебаний струны или пластины (перемычки) под
действием измеряемого давления. Преобразователи, в качестве
чувствительного элемента которых использована струна,
называют струнными, а преобразователи с перемычками — вибраци-
онно-частотными. Принцип работы обоих преобразователей
одинаков.
На рис. 5.7, а показана принципиальная схема прибора с таким
преобразователем [28]. Измеряемое давление р воздействует на
мембрану 7, благодаря чему изменяется натяжение плоской
струны 2 и как следствие изменяется частота собственных колебаний.
При колебаниях струны в адаптере 4 наводится ЭДС, частота
которой равна частоте колебаний перемычки. Колебания поддер-

5.2. Измерение давлений
119
3 4
Рис. 5.7. Частотно-цифровой преобразователь:
а — принципиальная схема; б — структурная схема; 1 — мембрана; 2 — струна;
3 — возбудитель; 4 — адаптер; 5 — усилитель; б — частотомер
живаются электромагнитным возбудителем 3, подключенным на
выходе усилителя 5 сигнала с адаптера (рис. 5.7, б). Такая схема
подключения позволяет создать автоколебательную систему,
частота которой практически соответствует частоте собственных
колебаний перемычки. Преобразование сигнала с усилителя сводится
к счету периодов сигнала в течение определенного момента
времени и осуществляется частотомером 6. Выходная частота
преобразователя / связана с измеряемым давлением нелинейной
зависимостью вида
где а — коэффициент пропорциональности.
Существенным недостатком этого преобразователя является
нелинейность градуировочной характеристики.
Малой нелинейностью градуировочной характеристики
обладают дифференциальные струнные преобразователи. На рис. 5.8
изображен малогабаритный дифференциальный преобразователь
13 и и ю
Рис. 5.8. Малогабаритный дифференциальный струнный частотный
преобразователь давления:
1,5 — струны; 2 — корпус; 3 — планки; 4 — винты; 6, 14 — перемычки; 7 —
рычаг; 8 — мембрана; 9 — штуцер; 10,11 — возбудители; 72,13 — адаптеры

120 5. Системы измерений параметров РДТТ
для измерения давления [28]. Корпус 2 изготовлен единым целым
с мембраной 8, рычагом 7 и перемычками 6 и 14. На корпусе и
рычаге с помощью планок 3 и винтов 4 в натянутом состоянии
закреплены две плоские стальные струны 7 и 5. При воздействии
подводимого через штуцер 9 измеряемого давления мембрана
прогибается, вызывая через перемычку 14 поворот рычага 7
относительно перемычки 6. При повороте рычага 7 натяжение струны 5
увеличивается, а струны 1 — уменьшается, что приводит к
изменению их частот собственных колебаний. Под струнами расположены
адаптеры 12 и 13 и возбудители 70, 77. Особенностью
электрической схемы измерения этим преобразователем является наличие в
электрической цепи специального устройства, включающего
смеситель и фильтр, благодаря чему на частотомер поступает сигнал
разностной частоты. Соответствующим выбором плеч рычага 7 удается
уменьшить нелинейность градуировочной характеристики до
значения, меньшего 0,1 %. Основная погрешность частотных
преобразователей составляет 0,1.. .0,5 % [28].
Основными достоинствами частотных преобразователей
являются высокая точность измерений и малое влияние на
результаты измерений измерительных линий. К недостаткам следует
отнести ограниченную возможность измерения быстро меняющихся
давлений, а также чувствительность к вибрациям и температуре.
Влияние значения температуры на показания преобразователя
можно исключить путем размещения его в термостате,
обеспечивающем постоянство температуры, близкой к температуре при
аттестации, или учесть при дешифровке путем введения поправок в
градуировочные характеристики.
В качестве частотомеров используются электронно-счетные
устройства, принцип действия которых в большинстве случаев
основан на заполнении нескольких периодов сигнала частотного
измерительного преобразователя импульсами генератора эталонной
частоты. При изменении периода колебаний чувствительного
элемента меняется и число стандартных импульсов для выбранного
числа периодов. Информация, снимаемая со счетчика импульсов,
регистрируется на носителе информации. На основе
градуировочной зависимости преобразователя производится дешифровка
результатов измерений.

5.2. Измерение давлений
121
Измерение давления пьезоэлектрическим методом
Применяемые при этом методе пьезоэлектрические ПИП
относятся к числу так называемых генераторных преобразователей.
Принцип действия пьезоэлектрических первичных
преобразователей заключается в использовании прямого пьезоэлектрического
эффекта — электрической поляризации кристалла диэлектрика,
вызванной механическим растяжением и сжатием последнего.
В качестве пьезокристалла используются кварц, титанат бария и
пьезокерамика. Измерение этими преобразователями медленно
меняющегося давления связано с большими погрешностями при
утечке заряда, обусловленными недостаточно высокими
электроизоляционными свойствами пьезокристаллов и изоляции
обкладки. Преобразователи такого типа применяются в основном для
измерения пульсаций давления. Достоинствами пьезоэлектрических
преобразователей являются высокая чувствительность и широкий
диапазон рабочих частот.
К недостаткам этих преобразователей относятся: зависимость
чувствительности от значения температуры и от емкости кабеля,
виброчувствительность, а также недостаточная временная
стабильность.
На рис. 5.9 показана принципиальная схема
пьезоэлектрического преобразователя пульсаций давления. Пульсация давления
воздействует на пьезоэлемент 3 через мембрану 5, закрепленную в
корпусе 2, и грибок 4. В результате этого воздействия на
обкладках пьезоэлемента возникают электрические заряды и разность
потенциалов изменяется пропорционально амплитуде пульсации.
С помощью изолированного вывода 1 преобразователь подключа-
5 4 3 2 1
Рис. 5.9. Принципиальная схема пьезоэлектрического преобразователя
пульсаций давления:
1 — вывод; 2 — корпус; 3 — пьезоэлемент; 4 — грибок; 5 — мембрана

122 5. Системы измерений параметров РДТТ
ется к измерительной цепи. Чтобы преобразователь не
перегревался, его охлаждают водой.
Преобразователь должен устанавливаться на двигатель без
переходных трубок. Основная погрешность пьезоэлектрических
преобразователей при измерении амплитуд составляет около 5...7 %.
Для усиления сигналов пьезоэлектрического преобразователя
можно использовать любой усилитель переменного тока с
достаточно широкой полосой пропускания частот. Регистрация может
проводиться как в аналоговой, так и в цифровой форме, которая
позволяет с помощью специальных программ выполнять
частотный анализ пульсаций давления.
5.3. Измерение усилий
Значение усилия, измеренное в процессе ОСИ, служит для
определения важнейших характеристик двигательной установки, в
частности, удельного импульса и его потерь при
функционировании ОУ; управляющих и возмущающих сил; шарнирного момента
в ОУ и его составляющих. Поэтому вопросам достижения
необходимой точности и достоверности результатов измерений усилий
уделяется исключительно большое внимание. Для измерения
усилий при ОСИ РДТТ в настоящее время используются в основном
электрические методы: тензорезисторный и частотный, которые
аналогичны соответствующим методам, используемым при
измерении давления, как по составу аппаратуры, так и по
принципу действия первичных измерительных преобразователей. На
рис. 5.10 представлены конструктивные схемы тензорезисторных
преобразователей, нашедших широкое применение в практике
ОСИ РДТТ.
Преобразователь (см. рис. 5.10, а) включает чувствительный
элемент 4, выполненный в виде пустотелого цилиндра, усилие на
который передается от опорной подушки 1 через переходник 2. На
боковой поверхности чувствительного элемента наклеены восемь
проволочных тензорезисторов 5, соединенных в две мостовые
схемы. Два из тензорезисторов каждого моста ориентированы
вдоль оси чувствительного элемента, два других — поперек его
оси. Регистрация показаний измерительных мостов ведется
независимо по двум каналам измерительной системы. Хвостовик 7

5.3. Измерение усилий
123
1 4 3
Рис. 5.10. Конструктивные схемы тензорезисторных преобразователей
усилий с чувствительными элементами:
а — в виде стержня кольцевого сечения; б — в виде стержня сплошного
поперечного сечения; в — в виде кольца; 1 — подушка опорная; 2 — переходник; 3 —
кожух; 4 — чувствительный элемент; 5 — проволочный тензорезистор; 6 —
разъем; 7 — хвостовик
служит для установки преобразователя в гнездо опорного узла
оснастки или стенда.
Преобразователи такого типа изготавливаются на разные
диапазоны измерения: 0.. .8,0... 15, 0.. .30,0.. .60, 0... 120, 0.. .250 кН.
На рис. 5.10, б изображены преобразователи с верхним
пределом измерения 500, 1000 кН, имеющие чувствительный элемент 4
в виде стержня сплошного сечения. Для измерения относительно
малых усилий используются преобразователи с кольцевым
чувствительным элементом 4 (см. рис. 5.10, в). Тензорезисторы 5 у этого
преобразователя наклеиваются на наружной и внутренней
поверхности чувствительного элемента. Диапазоны измерения такого
преобразователя составляют: 0..Д5, 0...1, 0...2, 0...4 кН. Для
удовлетворительной работы преобразователя необходимо, чтобы
усилие прикладывалось вдоль оси чувствительного элемента
(параллельное смещение должно быть не более 1 мм, угловое
смещение — не более 1°). Нелинейность градуировочной
характеристики рассмотренных преобразователей не превышает 0,5 %,
основная погрешность — не более 0,7 %, температурная погрешность —
не более 0,1 % диапазона измерения при изменении температуры
на 10 К. Частотные преобразователи используются в большинстве
случаев для измерения медленно меняющихся усилий. Основная
погрешность частотных преобразователей составляет 0,1.. .0,5 % [28].
При ОСИ применяют как струнные, так и вибрационно-час-
тотные преобразователи. Для уменьшения нелинейности
градуировочной характеристики, а также снижения погрешности, обуслов-

124
5. Системы измерений параметров РДТТ
ленной неточностью установки
преобразователя в опорном узле, преобразователи
выполняются по дифференциальной схеме со взаимно
перпендикулярным расположением двух
чувствительных элементов.
На рис. 5.11 приведена схема
дифференциального преобразователя усилий такого типа
[28]. Преобразователь имеет два
чувствительных элемента 1 в виде плоских взаимно
перпендикулярно натянутых стальных струн,
укрепленных на упорах 4 упругого элемента
(мембраны) 5 с помощью прижимных планок
6, адаптеры 2 и 8 и возбудители 3 и 9. При
воздействии усилия Р на стержень 7 мембрана
прогибается, а упоры поворачиваются. При
этом натяжение верхней струны уменьшается,
а нижней — увеличивается, благодаря чему
меняется частота их собственных колебаний.
Электрическая схема измерений аналогична
схеме дифференциального струнного
преобразователя давления.
5.4. Измерение температур
Рис. 5.11.
Принципиальная схема

дифференциального струнного
преобразователя для
измерения усилий:
1 — чувствительный
элемент; 2, 8 —
адаптеры; 3,9 —
возбудители; 4 — упоры; 5 —
мембрана; 6 —
прижимные планки; 7 — Доля температурных измерений в общем
стержень объеме измерений при ОСИ достаточно
велика. Данные измерений температуры позволяют
судить о работоспособности двигательной установки и ее
агрегатов, о процессах, протекающих при работе РДТТ. Большое место
занимают измерения температуры наружных поверхностей
двигателя и его узлов. Результаты этих измерений служат для
подтверждения условий нормального функционирования узлов и
элементов конструкции, эффективности принятых мер по их защите от
нагрева. Измеренные значения температур газовых потоков
уточняют сведения о теплообменных процессах, протекающих при
работе двигателя, позволяют подтвердить правильность предпосылок
и основных положений, заложенных в расчетные зависимости.
В практике ОСИ используют различные методы измерения
температур, основанные на таких физических явлениях, как изме-

5.4. Измерение температур
нение электрического сопротивления тела при нагреве
(охлаждении), контактная разность потенциалов [29], тепловое,
флуоресцентное излучения, излучение в видимом диапазоне спектра.
Первые два метода относятся к контактным методам измерений,
остальные — к бесконтактным.
Измерение температур контактными методами
К контактным методам относятся измерения с помощью
термометров сопротивления (термосопротивлений) и
термоэлектрических термометров (термопар). Принцип работы
термосопротивления основан на изменении сопротивления проводника или
полупроводника в зависимости от температуры. Из применяемых в
настоящее время термометров сопротивления наибольшее
распространение получили проволочные термометры. Проволочные
термометры для измерения температуры наружных поверхностей
имеют чувствительный элемент в виде тонкой проволочной
решетки, заключенной в корпус. Чувствительный элемент
выполняется из чистых металлов: платины, меди, никеля и вольфрама [29].
У термометров сопротивления с верхним пределом измерения не
выше 575 К корпус (подложка или основа, накладка) выполняются
из папиросной бумаги или пленки. В высокотемпературных
термометрах корпус имеет металлическую пластину, на которой
монтируются токовыводы.
На рис. 5.12, а показана конструкция термометра
сопротивления для измерения температуры газов и жидкостей.
Чувствительный элемент представляет собой спираль 2 из тонкой проволоки,
заключенную в защитную трубку 1 и намотанную на изолятор 3.
Материалы чувствительного элемента используются те же, что и в
поверхностных термометрах. Материалом изоляторов являются
пластмассы, слюда, кварц, фарфор, стекло в зависимости от
диапазона измерения. В случаях, когда сопротивление чувствительного
элемента значительно отличается от расчетного, между токовыво-
дами и чувствительным элементом впаивается добавочное
сопротивление 4. Для регистрации показаний термометра его
чувствительный элемент включается в измерительный мост, при этом для
уменьшения влияния погрешности, обусловленной измерением
сопротивления соединительных проводов, последние
целесообразно включить в противоположные плечи моста (рис. 5.12, б).

126
5. Системы измерений параметров РДТТ
Рис. 5.12. Термометр сопротивления:
а — конструктивная схема; б — схема подключения; 1 — защитная трубка; 2 —
спираль; 3 — изолятор; 4 — добавочное сопротивление
Измерения температур с помощью термометров
сопротивлений выполняется либо по схеме непосредственного
измерения, когда к измерительному мосту подключается один
термометр, либо по схеме с коммутацией нескольких термометров на
один измерительный канал (мост, регистратор).
Последовательное подключение термометров к одному измерительному мосту
производится с помощью программно-коммутационного
устройства. Основным достоинством измерений термометрами
сопротивления является достаточно высокая точность. Основная
погрешность современных термометров сопротивления не
превышает 1% [29].
Принцип работы термоэлектрического термометра
(термопары) основан на возникновении термоэлектродвижущей силы в
разнородных проводниках при наличии разности температур между
точками их соединения. Термопары используются для измерения
температуры как наружных поверхностей элементов конструкции,
так и газов. Основные характеристики применяемых термопар
приведены в ГОСТ 3044-84. Предельные значения температур,
которые можно зарегистрировать различными термопарами,
приведены в табл. 5.1 [29].

5.4. Измерение температур
111
Таблица 5.1. Предельные значения температур
Параметры
Обозначение
Диапазон
измерения
температуры, °С
Кратковременное
значение
температуры, °С
Максимальное
значение термо-
ЭДС, мВ
Тип термопары
Медь-
копель
МК
-200
+100
100
4,721
Хро-
мель-
копель
ХК
-200
+600
800
66,469
Хро-
мель-
алюмель
ХА
-200
+1000
1300
52,398
Плати-
на-
родий-
платина
ПП
0-
1300
1600
16,771
Плати-
на-
родий-
платина-
родий
ПРЗО/6
300-
1600
1800
13,585

Вольфрам-
рений
ВР 5/20
0-
2200
2500
33,638
Для правильных измерений необходимо, чтобы «холодный
спай» термопары находился при постоянной температуре.
Поскольку практически трудно обеспечить постоянную температуру
вблизи работающего двигателя, «холодный спай» обычно
переносят в отдельную точку, удаленную от двигателя, либо на клеммы
вторичного прибора. Для этой цели используются проводники из
тех же материалов, что и термопара (при недорогих материалах),
либо специальные компенсационные провода, изготовленные из
материалов, близких по термоэлектрическим свойствам к
материалам термопары. Градуировка измерительной цепи термопары
производится перед экспериментом путем подачи на регистратор
калибровочных сигналов в соответствии с градуировочной таблицей.
Точность термоэлектрических термометров зависит от точности
воспроизведения градуировочной кривой. Погрешность
воспроизведения в среднем не превышает 1,5 % [29]. Погрешность
измерения температуры термометрами сопротивления и
термоэлектрическими термометрами выше основной погрешности термометра в
связи с трудностью обеспечения теплового равновесия термометра
и объекта измерений.

128 5, Системы измерений параметров РДТТ
Измерение температур бесконтактными методами
При измерении температуры двухфазного рабочего тела РДТТ
используют два принципиально различных метода: зондовую и
радиационную пирометрию. В условиях двухфазных потоков
термопарное зондирование имеет целый ряд недостатков. Прежде
всего, являясь контактным методом определения температуры,
зонд вносит нежелательное воздействие на исследуемую систему.
Обусловленные термопарой возмущения обычно бывают
аэродинамического, термического и химического характера. Влияние
термопары можно снизить путем уменьшения размера спая. Но
одновременно с этим снижается термостойкость зонда в
высокотемпературных потоках и уменьшается величина области, которую
зондирует термопара. Необходимо подчеркнуть, что с помощью
этого метода регистрируют локальную температуру в объеме,
пропорциональном примерно десяти диаметрам спая, и для получения
поля температур исследуемого объекта необходимо использовать
гребенку термопар, что ведет к усложнению системы измерения и
увеличению погрешности метода. Кроме того, при исследовании
двухфазного потока на термопару оседают конденсированные
частицы продуктов сгорания, вызывая дополнительные погрешности
измерений, связанные с возникновением паразитных термо-ЭДС в
местах контакта частиц к-фазы и спая. Также необходимо
учитывать малую термостойкость чувствительных элементов
термозондов. Все это определило интенсивную разработку методов
оптической пирометрии, заключающихся в регистрации
электромагнитного излучения продуктов сгорания в видимой, ультрафиолетовой
и инфракрасной частях спектра. С помощью радиационных
методов топливной смеси измеряют температуру объекта,
находящегося в поле регистрации измерительной системы. Поэтому обычно
получают значения температур, осредненные по сечению пламени.
Основные преимущества этих методов:
• не вносят возмущений в изучаемый объект и не вызывают
изменения его физико-химических свойств;
• позволяют одновременно исследовать весь объем, в
котором протекают процессы горения или излучения отдельных
компонентов рабочего тела;
• их можно применять для диагностики нестационарных,
быстропротекающих процессов, поскольку они не обладают
инерционностью;

5.4. Измерение температур 129
• существует возможность определения химического состава
продуктов сгорания при помощи, например, спектрального
анализа, либо лазерных методов диагностики.
Среди большого числа методов радиационной пирометрии
наибольшее практическое применение имеют спектральные и
кинографические методы. Спектральные методы основаны на разложении
диспергирующим элементом (призмой, дифракционной решеткой)
падающего на него электромагнитного излучения. При регистрации
спектра излучения можно определять присутствие порядка 80
химических элементов. Тенденция развития спектральных методов
диагностики состоит в создании спектрометров на основе ЭВМ.
Эффективным оптическим методом является также
визуализация исследуемых процессов при помощи скоростной микро-,
макрокино-, видеосъемки и фотографирования. При кино- и
видеорегистрации процессов горения измеряемыми параметрами являются
временные характеристики: время задержки воспламенения, время
горения и др. Кроме того, возможно также измерение температуры
по интенсивности почернения фотоэмульсии и засветки пзс-мат-
рицы. Возможность одновременного определения временных и
температурных характеристик обусловлена тем, что изображение
излучающего объекта несет большой объем информации, а
регистрация последней на фотоматериал позволяет сохранить ее в полном
объеме. Так, расчеты информационной емкости фотоизображения
[30] дают значение 106 бит с единицы площади носителя, в то время
как для магнитного носителя это значение на два порядка ниже.
Для определения температур можно использовать метод спек-
трозональной киносъемки в узком спектральном диапазоне,
заключающийся в следующем. В продуктах сгорания ТРТ содержится
к-фаза, представляющая собой частицы сажи, конденсированные
продукты сгорания металлизированного топлива с окислительными
элементами и раскаленные, но еще не воспламенившиеся частицы
алюминия, и поэтому спектр излучения продуктов сгорания
является сплошным. Однако при горении алюминия, магния и других
металлов также образуются газообразные продукты сгорания,
обусловливающие возникновение молекулярных полос спектра, в
частности А1О, MgO. Таким образом, для определения яркостной
температуры необходимо в спектральном диапазоне интегрального
излучения ПС выбрать участок, где источником излучения является
только к-фаза.

130
5. Системы измерений параметров РДТТ
Поскольку характеристики киносъемки (скорость протяжки
пленки, диафрагма) и условия обработки киноматериала
решающим образом влияют на параметры характеристической кривой и
точность расшифровки кинограмм, то рабочий эксперимент и
тарировка проводятся при постоянном времени экспонирования,
задаваемом грейферным механизмом кинокамеры, с регистрацией на
один отрезок кинопленки и ее последующей обработкой в одних и
тех же условиях.
Из пирометрических методов наибольшее распространение
получили яркостная и цветовая пирометрии. Все эти методы
основаны на изменении интенсивности излучения нагретого тела при
увеличении (уменьшении) его температуры.
Яркостная пирометрия. Этот метод чаще всего применяется
для оптически непрозрачных факелов, излучение которых
аналогично излучению серого тела. Сущность данного метода
заключается в измерении на фиксированной длине волны А,тах
интенсивности излучения объекта, которая пропорциональна яркости и
зависит от абсолютной температуры излучающего тела.
Измерение яркостной температуры по монохроматической
яркости осуществляется при помощи интерференционного светофильтра,
выделяющего из видимого спектрального диапазона узкий участок
длин волн. Типовые спектральные характеристики пропускания
интерференционных светофильтров представлены на рис. 5.13.
Для определения температуры горения необходимо построить
характеристические градуировочные кривые плотности почернения
фотоэмульсии кинопленки в зависимости от интенсивности
падающего на нее излучения. Процесс
градуировки заключается в съемке
вольфрамового тела накала эталонной
светоизмерительной лампы, например,
СИ6-100, СИ 8-200У, СИ10-300.
Поскольку паспортные данные лампы
получены на эффективной длине волны
пирометра Хэф = 650 нм, не соответст-
500
600 X, нм
Рис. 5.13. Спектральные ха- вующеи максимуму пропускания ис-
рактеристики светофильтра: пользуемого светофильтра ^тах, то их
необходимо пересчитать на эту длину
волны, например по соотношению Вина
1 — ^тах = 549,2 нм; 2 — Хтак =
= 589,5 нм

5.4. Измерение температур
131
Ьф
г. Эф
*эф
-1
где
w
х
— яркостные температуры и
монохроматические коэффициенты излучательной способности вольфрама на
длинах волн Хтах и А,эф соответственно; С2 — постоянная
излучения; С2 = 1,4388 • 1 (Г2 м • К.
Поскольку в условиях проведения эксперимента значение
максимальной чувствительности применяемых для регистрации пзс-мат-
рицы видеоаппаратуры и фотографическая широта
светочувствительного материала меньше значения максимальной яркости
излучения продуктов сгорания, то при определении значений измеренных
яркостных температур можно использовать принцип
пирометрического редуцирования. Благодаря этому удается работать на линейных
участках характеристических кривых чувствительности кинопленки
и пзс-матрицы и избежать их засветок. Суть данного метода
заключается в следующем. Изображение тела накала светоизмерительной
лампы экспонируется на кино- или видеопленку без применения
дополнительных нейтральных ослабителей, а съемка светящегося
объекта исследования осуществляется через нейтральный светофильтр,
обладающий определенным коэффициентом пропускания. Тогда яр-
костная температура, измеренная с применением дополнительного
нейтрального светофильтра, описывается следующим выражением:
Т -
1 яс
-1
где т(А,тах) — коэффициент пропускания нейтрального
светофильтра.
Связь истинной температуры горения Т с измеренной яркост-
ной выражается соотношением
ТРТ,
-1
(5.1)
где 8 (^max, T) — монохроматический коэффициент
излучательной способности конденсированных продуктов сгорания сме-
севого ТРТ на длине волны А,тах. Для смесевого ТРТ с добавками

132
5. Системы измерений параметров РДТТ
0,850
алюминия характерным является
серый спектр излучения,
обусловленный наличием в продуктах
сгорания мелкодисперсного оксида
алюминия, для которого значение
в видимом диапазоне
300 400 500 600 X, нм
Рис. 5.14. Спектральная излуча-
тельная способность А12О3 [31]
спектра практически не отличается
от единицы (рис. 5.14) [31]. Отсюда
следует, что полученные по
формуле (5.1) значения истинных
температур близки к яркостным.
Как правило, для продуктов сгорания смесевого ТРТ значение
е(Х, Т) известно с большой степенью приближения. Для
увеличения точности определения температуры необходимы
дополнительные измерения излучательной способности пламени. Для
этого можно использовать метод, основанный на просвечивании
пламени продуктов сгорания излучением ртутной лампы, обладающей
большой световой мощностью излучения. В этом случае значение
спектральной излучательной способности можно рассчитать по
следующей формуле:
г(Х, Т) = 1 -
Здесь /пс+л> ho h — соответственно интенсивность излучения
продуктов сгорания и ртутной лампы.
На рис. 5.15 приведена принципиальная схема
фотоэлектрического яркостного пирометра [1]. Ток в цепи фотоэлемента
зависит от интенсивности излучения исследуемой среды 3 в
выделенной интерференционным светофильтром 2 спектральной
области. Электрическая схема пирометра построена по
компенсационному принципу. На вход усилителя 4 подается разность
между падением напряжения на нагрузочном сопротивлении
фотоэлемента 1 и падением напряжения на реохорде 7. Реле 5,
включенное на выходе усилителя, управляет реверсивным двигателем
6, связанным с движком реохорда 7. Каждому положению движка
реохорда соответствует определенная яркостная температура
исследуемой среды.

5.4. Измерение температур
133
Цветовая пирометрия. Сущность
цветовой пирометрии заключается в
сравнении интенсивностей излучения
твердого тела на двух различных
длинах волн излучения Х\ и Х2. Согласно
закону смещения Вина, при
повышении температуры абсолютно черного
тела максимум кривых распределения
энергии излучения в спектре
смещается в сторону более коротких волн
(синее смещение). Зависимость длины
волны Х^ах, соответствующей
максимуму энергии, от температуры тела
имеет вид
Рис. 5.15. Принципиальная
схема фотоэлектрического
яркостного пирометра:
1 — фотоэлемент; 2 —
светофильтр; 3 — исследуемая среда;
4 — усилитель; 5 — реле; б —
двигатель; 7 — реохорд
ХтахТ = 0,2884.
О положении максимума кривой распределения энергии
излучения, а следовательно, и о температуре Г можно судить по
отношению интенсивности излучения для двух волн. Проградуировав
пирометр по отношению интенсивностей излучения абсолютно
черного тела для волн Х\ и Х2 при разных температурах, в
результате измерений определяют так называемую цветовую температуру
Гц, которая связана с истинной температурой Г следующим
соотношением:
1 1
Т Тц
1 Г 1 1
(5.2)
Очевидно, что для серых тел, у которых кривые
распределения энергии подобны кривым для абсолютно черного тела,
цветовая температура, согласно (5.2), совпадает с истинной Г = Гц.
Преимуществом цветовой температуры перед яркостной является
более высокая точность, что обусловлено следующим:
• более близким совпадением Гц и Г, так как во многих
случаях свойства исследуемой среды близки к свойствам серого тела;
• большее постоянство отношения излучательных способно-
стеи
, Т)
, чем каждая из этих величин в отдельности;

J_34 5. Системы измерений параметров РДТТ
\ 2К \ \ * меньшим влиянием на
результаты измерений поглощающего
слоя продуктов сгорания, поскольку
он примерно одинаково ослабляет мо-
нохрометрическую интенсивность
Рис. 5.16. Структурная схема излучения обеих длин волн,
цветового пирометра: Цветовые пирометры состоят из
1 — обтюратор; 2 — фотоэлемент; интерференционных светофильтров
3 — коммутатор; 4 — логометри- / г
ческая схема; 5 - электродвига- (красного И синего, либо красного И
тель зеленого), одного или двух
фотоэлементов и электронной схемы,
измеряющей отношение фототоков. На рис. 5.16 показана структурная
схема цветового пирометра с одним фотоэлементом [1]. Свет от
источника излучения попадает на фотоэлемент 2 через обтюратор 1 с
красным и синим светофильтрами, который приводится во
вращение с постоянной скоростью электродвигателем 5. Фотоэлемент
воспринимает чередующиеся импульсы красного и синего света,
которые после усиления подаются на коммутатор 3,
синхронизированный с обтюратором. Коммутатор разделяет полученные
импульсы и подает их на логометрическую схему 4, напряжение на выходе
которой пропорционально отношению импульсов фототока, т. е.
цветовой температуре источника излучения.
Основы обработки кино- и видеоизображений
Основной принцип обработки киноизображений светящихся
объектов заключается в выделении различных уровней почернения
фотоэмульсии и отождествлении этих уровней с величиной
анализируемого параметра — температурой горения. При внедрении
фото- и кинопирометрических методов диагностики пламен
степень почернения фотоэмульсии определялась на
микрофотометрах, принцип действия которых заключался в сканировании
опорным световым лучом носителя изображения (фотопластинки,
фотопленки и т. п.), что предопределяло большие затраты времени и
относительно невысокое пространственное разрешение обработки.
В последнее время стали доступны прикладные пакеты анализа
видеоинформации, например Virtual Dub, Adobe Photoshop, при
помощи которых можно выполнить псевдоцветовую обработку и

5.4. Измерение температур
количественный анализ предварительно оцифрованных
полутоновых изображений.
Программы обработки предусматривают формирование на
экране дисплея полутонового, цветного или цветного с наложением
полутонового клина. Результатом градуировки является
зависимость цвета определенного участка эталонного клина от
температуры тела накала эталонной лампы. Тогда зоны одного цвета
соответствуют одинаковым температурам, т. е. фиксируемым
параметром являются изотермы. Изменяя ширину уровней эталонного
клина, можно варьировать шагом сканирования по степени
почернения фотоэмульсии или засветки пзс-матрицы. При перемещении
эталонного клина вверх или вниз на экран транслируются
характерные участки изображения исследуемого объекта.
Одна из серьезных трудностей, связанных с применением
оптических методов диагностики внутрикамерных процессов,
заключается в выборе конструкционного материала прозрачного
элемента установки и организации надежного охлаждения,
поскольку температура в ядре исследуемого потока может достигать
3000...4000 К. В зависимости от условий проведения
эксперимента эта задача решается по-разному. В большинстве случаев в
качестве конструкционного материала применяется кварцевое стекло.
Однако в случае исследования рабочего процесса в КС
реактивного двигателя [32] отмечается малая информативность испытаний с
данным материалом, поскольку высаждение к-фазы на внутренних
стенках кварцевой трубы практически полностью лишало ее
оптических свойств, а в отдельных экспериментах стекло разрушалось,
не выдерживая давления в КС.
Устранение перечисленных недостатков возможно либо путем
изоляции высокотемпературного потока от прозрачных стенок,
либо применением других прозрачных материалов. Так, например,
при исследовании горения алюминизированного смесевого ТРТ с
визуализацией рабочего процесса в области докритической части
сверхзвукового сопла [33] были рассмотрены три группы
прозрачных материалов: стекло обыкновенное, кварцевое стекло и поли-
метилметакрилат. Проведенные эксперименты показали, что при
одних и тех же условиях наилучшими оптическими свойствами
обладает полиметилметакрилат. При организации обдува
внутренней поверхности воздухом окно сохраняет прозрачность
практически в течение всего времени эксперимента.

136 5. Системы измерений параметров РДТТ
Отметим, что при диагностике потока с неоднородным по
сечению полем температуры измеряется средняя оптическая
температура, значение которой в общем случае не совпадает ни со
средней арифметической, ни со средней массовой.
Анализ спектральных и кинографических методов
исследований процессов горения и истечения позволяет сделать следующий
вывод. Точность определения температур радиационными
методами практически соизмерима с точностью термопарного
зондирования, однако рассмотренные выше преимущества
радиационного метода и большой объем получаемой дополнительной
информации при визуализации делает его более предпочтительным для
исследования характеристик процессов воспламенения и горения.
5.5. Измерение тепловых потоков
Для анализа процессов тепломассообмена, протекающих при
работе ракетного двигателя, исключительно важное значение
имеет знание фактического уровня тепловых потоков: суммарного и
его составляющих — лучистого и конвективного. Достоверные
данные об уровне тепловых потоков можно получить путем
измерений. Измерительные преобразователи тепловых потоков
устанавливаются в наиболее теплонапряженных местах, а также в
местах, где материал деталей подвергается значительному уносу
массы при работе двигателя. Измерение суммарных тепловых потоков
обычно производится с помощью калориметрических и
термопарных измерительных преобразователей. Действие
преобразователей калориметрического типа основано на определении скорости
нарастания температуры (во времени) в металлических дисках,
пластинах или оболочках, одна поверхность которых подвергается
воздействию теплового потока, а другая является
теплоизолированной. Принцип работы термопарных преобразователей
заключается в появлении термоэлектродвижущей силы при
возникновении теплового градиента в направлении теплового потока.
Из компонентов теплового потока чаще всего определяется
лучистый тепловой поток. Для его измерения используются
различного вида радиометры. Конвективный тепловой поток оценивается по
разности между полным и лучистым тепловыми потоками. На
рис. 5.17 показана конструкция полупроводникового измерительно-

5.5. Измерение тепловых потоков
137
3 2 1
5.17. Конструкция
Рис.
полупроводникового
пре-
теплового
1 — шайба; 2 — отверстие;
3 — термочувствительный
элемент; 4 — охлаждающие
ребра; 5 — оболочка; 6,7 — труб-
го преобразователя теплового потока
[34]. Преобразователь предназначен для
измерения квазистационарных тепловых
потоков с поверхностной плотностью до
10 МВт/м2.
Принцип его действия заключается в
следующем. Тепловая энергия через
медную шайбу 1 подводится к
термочувствительному элементу 3,
расположенному в квадратном глухом отверстии 2
шайбы. Термочувствительный элемент,
изготовленный из монокристаллов
германия, припаивается к дну отверстия
свинцово-оловянным припоем. Тепловой °бразователя
контакт между боковыми поверхностями потока-
термочувствительного элемента 3 и
отверстия 2 обеспечивается теплопроводя-
щей эпоксидной смолой. Тепловой поток
из полости отверстия 2 отводится охлаж- ки; 8 — проволочки
дающей водой, подаваемой через трубку
6 между коаксиальными охлаждающими ребрами 4 и вытекающей
через трубку 7. Выходной сигнал снимается с
термочувствительного элемента через припаянные к нему константановые проволочки
8, к которым припаиваются медные проволочки большого диаметра.
Медная шайба припаивается серебром к наружной оболочке 5; к ней
же припаивается и верхняя крышка. Диаметр преобразователя равен
11 мм. Выходной сигнал при поверхностной плотности теплового
потока 10 МВт/м2 составляет 16 мВ. Теплочувствительный элемент
преобразователя действует как дифференциальная термопара.
Для определения теплового потока в металлических стенках
можно использовать измерительный микропреобразователь [35],
показанный на рис. 5.18. Преобразователь предназначен для измерения
тепловых потоков с поверхностной плотностью до 1200 МВт/м2.
Чувствительным элементом преобразователя является
дифференциальная термопара, средний термоэлектрод 2 которой выполнен
из константана, крайние термоэлектроды 1 и 3 изготовлены из
материала, однородного с материалом стенки 6. Чувствительный
элемент покрывается тонким (30...50 мкм) слоем теплоизоляции и
помещается в стальной капилляр 4, который вставляется с последую-

138
5. Системы измерений параметров РДТТ
ttt >
Рис. 5.18. Схема микропреобразова- Рис. 5.19. Схема радиометра с
узким углом обзора:
1 — стенка; 2 — корпус; 3 —
проволока; 4 — окно; 5 — чувствительный
элемент; 6 — отверстие; 7 —
токосъемник
теля локальных тепловых потоков:
1-3 — термоэлектроды; 4 — капилляр;
5 — пробка; 6 — стенка; 7 — спаи
щей развальцовкой в пробку 5. Пробка 5 изготавливается из
материала, однородного с материалом стенки 6 и запрессовывается в
нее так, чтобы обеспечивался контакт электрода 7 со стенкой 6 и
отсутствовала газовая прослойка между контактирующими
поверхностями. При перепаде температур по направлению теплового
потока q (между холодным и горячим) спаями 7 термоэлектродов
7, 2 и 3 создается термоэлектродвижущая сила, и электрический
сигнал подается на измерительный прибор. Погрешность
измерений не превышает 3 % [35].
Схема радиометра для измерения лучистого теплового потока
показана на рис. 5.19 [1]. Радиометр размещается во внутренней
полости стенки 7. Конструкция корпуса 2 радиометра такова, что
благодаря ограничению угла обзора исключается влияние боковых
стенок полости. Корундовое окно 4 (линза) предохраняет
чувствительный элемент от воздействия конвективного нагрева. Чувствительный
элемент 5 выполнен из константановой фольги и подключен к
токосъемнику 7 с помощью медной проволоки 3. Принцип действия
радиометра заключается в том, что разность температур центра
зачерненного чувствительного элемента и медного теплоотводящего
корпуса 2 обеспечивает появление термоэлектродвижущей силы,
которая линейно зависит от уровня теплового потока. Для охлаждения
корпус и линза продуваются через отверстие 6 газообразным азотом.
Погрешность измерения теплового потока этим радиометром не
превышает 5 %.

5.7. Регистрация быстропротекающих характеристик 139
5.6. Измерение деформаций
В практике ОСИ РДТТ широкое распространение получил
тензорезисторный метод измерения деформаций, основанный на
применении проволочных тензорезисторов. В качестве материала
проволоки тензорезисторов используются константан, нихром,
элинвар, адванс и реже платиноиридиевый сплав — карм и изоэла-
стик; в качестве основы — пленки различных термостойких клеев
и лаков (например, пленки из бакелитовых смол), бумага (ткань)
из кварцевого волокна и некоторые другие материалы [26].
Особенностью работы тензорезисторов в условиях испытаний РДТТ
является то, что их часто устанавливают на элементах,
подверженных нагреву. Повышение температуры приводит к изменению
сопротивления тензорезистора, что обусловливает появление
значительной погрешности измерения деформаций. Изменение
температуры приводит также к дополнительным погрешностям,
связанным с различием коэффициента линейного расширения материала
исследуемой детали, клеевого слоя, основы и проволоки, а также с
тепловой инерцией самих преобразователей. В целях ослабления
влияния температуры на контролируемую поверхность
наклеиваются два тензорезистора, соединенных по схеме полумоста,
подключаемого к тензостанции: один — рабочий, направление
проволок которого совпадает с направлением измеряемой деформации,
другой — компенсационный, с ориентацией в перпендикулярном
направлении. Такая схема подключения позволяет также
уменьшить и влияние поперечной чувствительности тензорезистора.
Дополнительная погрешность вызывается также явлением
ползучести. Снизить эту погрешность можно соответствующим
выбором материала основы и состава клея. Измерение деформаций во
всех случаях должно проводиться с учетом конкретных условий
работы первичных преобразователей (тензорезисторов).
Погрешность измерения деформаций не превышает ±5 % [1].
5.7. Регистрация быстропротекающих характеристик —
акустических колебаний и вибраций
В процессе ОСИ кроме рассмотренных производится
измерение и ряда других параметров: вибрации, перемещения элементов

140 5. Системы измерений параметров РДТТ
конструкции, параметров ОУ, дискретные временные параметры,
акустические и электромагнитные колебания и др. Дадим краткую
характеристику этим измерениям.
Вибрации элементов конструкций. Основными параметрами
вибраций, измеряемыми в процессе ОСИ, являются частота и
амплитуда вибрационных ускорений. Измерения проводят
пьезоэлектрическими акселерометрами, у которых собственная частота
колебаний на порядок (и более) выше частоты вибраций.
Перемещения элементов конструкции. Выбор того или иного
метода измерений зависит от пределов и характера изменения
контролируемой величины. Большие перемещения, например,
относительные перемещения переднего и заднего днища двигателя,
возникающие при нагружении, и вызываемая им деформация корпуса,
целесообразно измерять потенциометрическим методом. Малые
перемещения (величина раскрытия стыка, перемещения
раскрепляющих манжет и т. п.) следует измерять тензорезисторным
методом. Для расширения пределов измерения деформаций тензорези-
сторными преобразователями часто используют специальные
механические масштабирующие устройства (П-образные и кольцевые
скобы, устройства с рычажными передачами и т. д.).
Параметры ОУ. При функционировании ОУ в зависимости от
их типа дополнительно измеряются углы поворота
исполнительных органов, перемещения кинематических звеньев, моменты на
валах рулевого привода, управляющие и исполнительные сигналы.
Углы поворота и перемещения измеряются, как правило, потен-
циометрическими преобразователями, моменты на валах рулевого
привода — тензорезисторными измерительными
преобразователями. Управляющие и исполнительные сигналы (токи,
напряжения, шаговые сигналы) регистрируются измерительным
комплексом и записываются непосредственно на носитель информации.
Дискретные параметры. К дискретным параметрам
относятся: время срабатывания элементов автоматики, время
прохождения управляющих команд, время начала перемещения отдельных
узлов и элементов (заглушки, окна отсечек и т. д.). Для измерения
этих величин используются управляющие сигналы различных
реле, контактных и схемных преобразователей. Принцип действия их
прост и заключается в мгновенном изменении параметров цепи
(тока или напряжения) при замыкании контакта, обрыве или
разрушении проводника и т. д.

5.7. Регистрация быстропротекайщих характеристик 141
Акустические колебания. В процессе ОСИ можно также
регистрировать акустические колебания, генерируемые работающим РДТТ,
что позволяет анализировать различные особенности рабочего
процесса, например моменты воспламенения, переходные режимы
работы, высокочастотную неустойчивость и пр. Для этого применяются
специальные микрофоны или акустические колебания фиксируются в
процессе видеосъемки ОСИ. Дальнейшая обработка аналоговых
сигналов производится с помощью специализированных
инструментальных средств микропроцессорной техники, например плат
обработки видеосигналов и видеомонтажа типа BeholdTV, Miro DC10
PLUS. С помощью программного обеспечения можно создавать
выходные файлы в форматах, сохраняющих отдельно звуковой сигнал в
необходимой исследователю кодировке. В частности, программы
типа AVIedit дают возможность сохранить записанный звук в
различных форматах WINDOWS (МрЗ, Wma, Wax) или ASCI-кодах.
Вторичную обработку сигналов с высокой частотой выборки
можно проводить с помощью популярных программных систем
инженерных расчетов Ansys, Lab View, Matcad, Matlab, Statistica, S-Plus,
Statistica Standart, имеющих эффективные встроенные пакеты
статистической обработки. На основе полученных в результате вторичной
обработки информации возможно проведение следующих операций:
• фильтрации и сглаживания сигналов;
• спектрального анализа;
• исследования взаимной корреляции сигналов с параметрами
внутрикамерных процессов.
Основные различия между ними при схожести используемых
приемов и алгоритмов статистического анализа связаны с
реализацией интерфейса пользователя, форматами хранения
структурированных данных и удобством графического представления
результатов. В связи с этим выбор того или иного программного
обеспечения для анализа не имеет принципиального значения.
Основным методом спектрального анализа акустических
колебаний, который можно применить в процессе вторичной обработки,
является метод расчета статистических спектральных характеристик
сигнала. При анализе данных часто бывают случаи, когда больший
интерес вызывает спектральная характеристика сигнала,
позволяющая выделить устойчивые частотные составляющие на фоне
случайных шумов. Например, в работе [36] применение данного метода
Для анализа процесса горения твердого топлива позволило опреде-

142 5. Системы измерений параметров РДТТ
лить моменты начала и конца процесса горения, а также находить
время задержки воспламенения заряда твердого топлива.
Спектральный анализ основан на методе дискретного
преобразования Фурье, под которым понимается пара преобразований,
устанавливающих взаимосвязь между конечным числом дискретных
выборок как временной функции f(t) и ее частотного спектра 5(v)
[37]. Пусть имеется 2N равноудаленных выборок в точках
2ЛМ
= Ar j /(f*)*-1''2™"'*, л = 0,1,...,2ЛГ-1; (5.3)
к=0
2N-X _
Д^) = Ду£ S(vj/27W"\ * = 0,l,...,2tf-l. (5.4)
п=0
При этом функция |5(у^)|2 называется спектром плотности
энергии и характеризует относительный вклад различных
частотных составляющих в общую энергию. Использование для
нахождения спектральной плотности непосредственно выражений (5.3),
(5.4) неэффективно с точки зрения вычислительных затрат. Для их
вычислений применяются алгоритмы быстрого преобразования
Фурье [38], реализуемые в указанных прикладных пакетах.
В частности, при использовании системы Matlab спектральные
характеристики удобно анализировать с помощью программ
Spectrum и Specgram из пакета прикладных программ Signal
Processing Toolbox, которые используют алгоритм построения пе-
ридиограмм Велча (Welch's) [39].
Подпрограмма Spectrum позволяет для двух групп статистически
соотнесенных временных выборок данных х и у и доверительным
интервалам их значений рассчитать следующие спектральные функции:
• вектор спектральной плотности энергии сигнала х и его
доверительный диапазон;
• вектор спектральной плотности энергии сигнала у и его
доверительный диапазон;
• вектор взаимной спектральной плотности сигналов х и у и
его доверительный диапазон;
• комплексную передаточную функцию отхку;

5.8. Система единого времени
• функцию корреляции между спектральными плотностями
энергии х и у.
При этом программа позволяет устранять линейный тренд
временной зависимости, разбивать данные на группы записей с
определенным числом точек для частичного сглаживания, варьировать
длиной последовательности, используемой для нахождения дискретного
преобразования Фурье, использовать технологию оконных фильтров,
снижающую погрешность вычисления спектра. При желании
результаты расчетов могут быть представлены в виде графиков.
С помощью программы Specgram можно получать
трехмерную спектрограмму, показывающую изменение спектральной
мощности различных частот от времени, отображая ее в виде
двухмерного цветного изображения, на котором изменение цвета
соответствует изменению спектральной плотности.
Определенное значение имеет выбор числа коэффициентов в
разложении по ряду Фурье. Анализ литературных источников
свидетельствуют, что удовлетворительные результаты при
построении спектра могут быть получены для 256 коэффициентов.
Увеличение числа коэффициентов (членов), используемых в
разложении Фурье, позволяет описать распределение энергии по частотам
с большей дискретностью (точностью). Однако при этом
происходит размазывание энергии спектра (снижение уровня линии
спектра) и некоторое снижение дискретности (точности) описания по
времени (планируемое увеличение частоты опроса это
компенсирует). В связи с этим для получения наиболее характерных
результатов, отражающих взаимосвязь спектральной энергии с
характеристиками рабочего процесса, число членов разложения
целесообразно подбирать эмпирически.
5.8. Система единого времени
Большинство параметров, измеряемых в процессе ОСИ,
должно представляться в функции времени, причем начало отсчета
времени для всех каналов регистрации должно быть единым. Для
этих целей разрабатывается система единого времени, которая
входит в систему управления стендовым комплексом. Это
обеспечивает и синхронизирует подачу электрических команд
управления во время проведения испытаний в определенной последова-

144 5. Системы измерений параметров РДТТ
тельности, включение регистрирующей аппаратуры в
автоматическом режиме за несколько секунд до начала работы, а также ее
выключение после окончания испытания. Следует отметить
особенность методики проведения ОСИ, заключающуюся в
автоматизированном прохождении всех команд, которые благодаря привязке
к единой шкале времени, позволяют восстановить взаимосвязь
определяющих и определяемых параметров РДТТ в разные
промежутки времени.
Привязку по времени числовых значений параметров можно
осуществить двумя способами. При неответственных испытаниях
на осциллограмму процесса наносится кривая синусоидального
вида от промышленной сети переменного тока (частота 50 Гц,
период 0,02 с). Точность определения времени этим способом
невысока, что обусловлено относительно низкой стабильностью
частоты промышленной сети и большим периодом колебаний. Более
совершенным является способ подачи на регистрирующие
приборы временных меток или импульсов, генерируемых в
определенные промежутки времени и выдаваемых специальным прибором в
виде суммы частот. Поскольку опорные импульсы имеют
падающие и возрастающие характеристики, то их продолжительность
для особо точных испытаний должна быть как можно короче.
Применяемые в настоящее время приборы системы единого
времени, основанные на электронных реле и высокоточных
кварцевых генераторах, позволяют осуществить не только привязку
измеряемых параметров к единому времени, но и обеспечивают
синхронизацию и последовательность всех команд.

Глава 6
Регистрация и обработка результатов
огневых стендовых испытаний
с использованием информационных технологий
Увеличение числа регистрируемых параметров,
запрограммированные переходные процессы при работе РДТТ, внедрение
методов диагностики, основанных на новых физических принципах —
все это предъявляет высокие требования по быстродействию и
информационной емкости к системе регистрации, которая должна
проводить первичную обработку и хранение информации о
проведенном испытании и соответствовать современному уровню развития
вычислительной техники и программного обеспечения.
6.1. Регистрация информации
Регистрация информации в процессе ОСИ происходит
следующим образом (рис. 6.1). Сигнал с первичных преобразователей,
установленных на объекте испытания или на соответствующих
магистралях стенда, поступает на
промежуточные усилители и преобразователи
сигналов. Далее информация
регистрируется и обрабатывается с помощью
средств микропроцессорной техники.
Практическая реализация аппаратно-
программного комплекса для
регистрации и обработки результатов ОСИ
РДТТ осуществляется при помощи
ЭВМ, в качестве которой могут
использоваться персональные
компьютеры или компьютерные станции и
Рис. 6.1. Общая схема
регистрации информации:
1 — РДТТ; 2 — первичные
преобразователи; 3 — усилители и пре-
Платы сопряжения (ПСО) ЭВМ С Объ- образователи сигналов; 4 — уст-
ектом испытания.
ройство сопряжения; 5 — ЭВМ

146
6. Регистрация и обработка результатов
6.1.1. Микропроцессорная техника регистрации информации
В настоящее время как отечественные, так и зарубежные
фирмы наладили выпуск достаточно надежных ПСО в двух основных
модификациях — встраиваемые в системную плату ЭВМ или
автономные модули.
В табл. 6.1 приведены характеристики некоторых автономных
ПСО, выпускаемых российскими фирмами.
Таблица 6.1. Автономные модули семейства ADM
Модуль
ADM216x2,5M
ADM216x250
ADM214xlOM
ADM212xl00M
Разряд
АЦП
16
16
14
12
Частота
дискретизации
на 1 канал
2,5 МГц
250 кГц
10 МГц
100 МГц
Число
каналов
АЦП
2 сигма-
дельта
2
2
1
Число
входов
25
32s/8d
2x85
2s
Входной
диапазон, ±В
0,312-2,5
0,625-2,5
0,625-2,5
0,5-10
Типовые характеристики встраиваемых плат сопряжения
рассмотрим на примере плат типа НВЛ. Плата НВЛ 03 имеет АЦП
12 разрядов, 16 каналов дискретного ввода-вывода при уровне
входного напряжения ±5 В; ±1 В. Время преобразования сигнала
составляет 10 мкс.
Плата НВЛ 38 имеет АЦП 12 разрядов, 32 канала дискретного
ввода-вывода при уровне входного напряжения ±5 В; ±1 В.
Производительность определяется быстродействием шины ISA и
составляет около 500 киловыборок в 1 с. Имеется дифференциальный
входной усилитель с полосой пропускания 1 МГц. Данная плата
может работать с любыми компьютерами от IBM XT 4,7 МГц до
Pentium.
Плата НВЛ 45 снабжена двумя независимыми каналами АЦП
с частотой дискретизации до 40 МГц каждый и разрешением 12 бит
при полосе пропускания до 140 МГц. Память платы составляет
8 Мбайт. Элементная база обеспечивает удвоение частоты
дискретизации в режиме одновременной работы обоих АЦП с одним
входным сигналом — режим «пинг-понг». Можно устанавливать
входной усилитель с программным управлением коэффициента
усиления. Подключение к компьютеру осуществляется через шину

6.1. Регистрация информации
PCI, которая обеспечивает высокую скорость обмена с шиной,
plug-and-play.
Кроме данного типа плат сопряжения достаточно широко
распространены платы, выпускаемые фирмой L-Card, например типа
встраиваемой L-305.
Технические характеристики платы L-305 приведены ниже:
Число каналов 16 дифференциальных
или 32 с общей землей
Разрядность АЦП, бит 12
Диапазон входного сигнала, В ±5; ±2,5; ±1
Максимальная частота преобразования, кГц 300
Защита входов, В:
при включенном питании ±20
при выключенном питании ±10
Тактовая частота, МГц 10
Накопление платой сопряжения обрабатываемой информации
может осуществляться как на жесткий диск ЭВМ, так и в его
оперативной памяти. В последнем случае могут появиться
ограничения, связанные с ее объемом. Возможны два режима записи
информации, поступающей от АЦП в оперативную память — по
каналу прямого доступа к памяти (ПДП) и по программному каналу.
Время обмена с памятью по каналу ПДП сопоставимо со временем
преобразования. Возможен вариант, когда плата сбора
информации одновременно проводит накопление данных в собственном
оперативно запоминающем устройстве (ОЗУ) и передает
накопленные данные в ОЗУ компьютера. В этом случае ограничением
скорости регистрации является быстродействие компьютера и тип
шины, на которой установлена плата сопряжения.
6.1.2. Автоматизированная система сбора
и обработки результатов ОСИ
Выпускаемые промышленностью платы сопряжения могут
быть оснащены необходимым программным обеспечением. Тем не
менее для каждого стендового испытания может быть разработан
специализированный программный комплекс измерения и
регистрации сигналов, который позволяет получать характеристику ис-

148 6. Регистрация и обработка результатов
следуемого процесса с учетом конкретных целей и задач, а также
максимально приближеную к реальности за счет большой частоты
опроса показаний датчиков, исключая при этом субъективность
оценки результатов испытаний. Кроме того, автоматизированная
система дает новые качественные возможности при
одновременном измерении множества параметров как на установившемся
режиме, так и в динамике при оперативной регистрации
быстроменяющихся процессов и позволяет получить результаты испытаний
с высокой точностью обработки.
Рассмотрим программный комплекс «ПИРС», разработанный
в МГТУ им. Н.Э. Баумана [40]. Этот комплекс выполняет
обработку базы данных с помощью программы Access штатного
приложения MS Office и характеризуется следующими особенностями:
• информационным сигналом измерительных каналов
системы является аналоговый сигнал постоянного тока;
• запуск и выход из режима регистрации параметров
предусмотрен по внешнему сигналу, по команде оператора ЭВМ и по
времени, заданному в программе на регистрацию;
• максимальная длительность режима регистрации
определяется наличием свободного места на жестком диске ЭВМ;
• регистрация измеряемых параметров осуществляется в
системе единого времени;
• информационные каналы имеют защиту от случайного
повышения напряжения в измерительных линиях;
• регистрация информации производится снятием
информативных сигналов от объекта, переводом их в цифровой код и
сохранением полученной информации на жестком диске ЭВМ;
• просмотр полученных данных на дисплее после
эксперимента, хранение оперативной информации для ее последующей
обработки на ЭВМ по программам пользователя, реализованным
на языках Фортран, Си и т. п.;
• выдача различных печатных документов (протоколов
испытаний), содержащих временные отметки и соответствующие им
значения измеренных параметров, задаваемых по выбору
экспериментатора. В протоколе испытаний предусмотрена возможность
задания интересующего промежутка времени (окна) и
прореживания данных по времени с назначаемым шагом прореживания;
• выведение на экран монитора и на принтер графических
зависимостей измеряемых параметров от времени;

6.1. Регистрация информации
• архивирование и хранение оперативной, обработанной и
таблично-графической информации.
Наиболее оптимальная схема программного комплекса
включает четыре основных режима работы: калибровку (градуировку)
канала измерения, формирование программы регистрации,
регистрацию, обработку данных. Каждый из основных режимов имеет
подрежимы, совокупность которых обеспечивает выполнение
большинства задач, решаемых автоматизированными системами
регистрации в процессе испытаний.
Рассмотрим подробнее функционирование трех основных
режимов — калибровки, регистрации и обработки.
Режим калибровки канала измерения
Режим калибровки канала измерения может иметь несколько
подрежимов.
Подрежим калибровки канала представляет собой построение
таблиц значений соответствия измеряемой физической величины и
замеренного напряжения, поступающего на АЦП. Данный
подрежим дает возможность реализовать несколько циклов «нагрузка-
разгрузка», а также в случае необходимости провести ручной ввод
значений напряжений. Это позволяет ввести данные градуировки
датчика, например из паспорта датчика.
В подрежиме математической обработки результатов ка-
либровки можно определить коэффициенты аппроксимирующего
полинома (максимально третьей степени) на основе таблицы,
полученной или введенной в режиме калибровки канала.
Коэффициенты аппроксимации могут быть отредактированы или введены
вручную. Данный подрежим предусматривает построение графика
зависимости значения физической величины от напряжения на
канале измерения на основе аппроксимирующих коэффициентов с
нанесением на график экспериментальных точек, а также
формирование отчета по калибровке.
В общем случае градуировочная зависимость х = f(y)
представляется в аналитическом, реже в графическом виде.
Аналитический метод дешифровки по сравнению с графическим имеет ряд
преимуществ. В частности — быстроту обработки, исключение
субъективных ошибок при построении графика. Градуировочная
зависимость в общем виде представляется полиномом n-й степени:

150 6. Регистрация и обработка результатов
где Ао, А\, ..., Ап — постоянные коэффициенты, определяемые
методом наименьших квадратов.
Степень полинома по возможности должна быть минимальной
и выбираться из условия, чтобы отклонение аппроксимирующей
зависимости от градуировочной не превышало заданного
значения, соответствующего погрешности измерения (обычно 1/3
погрешности измерения). Полиномы выше третьей степени, как
правило, не используются. В некоторых случаях градуировочную
зависимость аппроксимируют ломаной линией, на каждом участке
которой вычисляются свои коэффициенты аппроксимирующей
зависимости.
Во вспомогательном подрежиме мониторинга каналов на
экране дисплея отображаются напряжения на всех каналах системы,
что позволяет осуществлять оперативный поиск и устранение
неисправностей в системе измерения.
Режим регистрации
Режим регистрации содержит следующие подрежимы:
формирование задания на регистрацию, предпусковой мониторинг и
регистрация.
В подрежиме формирования задания на регистрацию
формирование задания производится перед сеансом регистрации. При
этом возможны варианты:
• формирование нового задания;
• выбор готового задания;
• редактирование задания из базы данных;
• использование задания из базы данных с последующей его
модификацией.
Задание на регистрацию включает:
• уникальный шифр задания (20 символов);
• комментарий к заданию (40 символов);
• тип команды на начало регистрации: по команде с
клавиатуры ЭВМ или по инициативному сигналу — в этом случае
указывается средний уровень инициативного сигнала и тип его
изменения для запуска регистрации нарастание (по умолчанию)
или спад;

6.1. Регистрация информации
• тип команды на конец регистрации: по времени или по
инициативному сигналу;
• список регистрируемых каналов.
Для каждого из регистрируемых каналов необходима
следующая информация:
• номер канала АЦП;
• тип и номер устанавливаемого датчика (из базы данных);
• частота опроса (регистрация);
• минимальные и максимально допустимые значения в
физических величинах при мониторинге перед испытанием, это дает
возможность оперативно контролировать отклонения тех или
иных датчиков в режиме готовности.
Типовая программа регистрации приведена на рис. 6.2.
В подрежиме предпускового мониторинга на экран выводятся
параметры задания на регистрацию и состояния каналов,
включенных в задание. Если значение физической величины, снимаемой с
канала, выходит за установленные минимальный или
максимальный пределы, то высвечивается сигнальная информация,
отображаемая, например, красным цветом. В подрежиме предпускового
мониторинга возможна запись разгруженных состояний датчиков,
которая может быть учтена в режиме обработки данных.
В подрежиме регистрации по команде «Регистрация»
программа входит в режим ожидания поступления следующей
команды «Начало регистрации» (от инициативного сигнала или сигнала
с клавиатуры ЭВМ). После ее поступления начинается запись
данных испытания. Мониторинг каналов в этом подрежиме не
предусмотрен. По окончании регистрации — штатного (в соответствии с
заданием на регистрацию) или нештатного (по сигналу с
клавиатуры ЭВМ) работа программы прекращается и загружается базовая
операционная система.
Режим обработки результатов регистрации
В режиме обработки результатов регистрации идет работа с
файлами, созданными при регистрации и содержащими всю
информацию, подлежащую обработке.
В подрежиме просмотра можно вывести на экран и
распечатать графики регистрируемых сигналов в зависимости от времени.
На одном графике может быть выведено несколько каналов. Как

к
s
s
a
а
о

6.1. Регистрация информации
правило, все программные комплексы позволяют вывести
наиболее информативный, с точки зрения исследователя, временной
участок. В этих случаях задается конкретный интервал времени.
В подрежиме вывода можно вывести на экран и распечатать с
заданным шагом по времени зарегистрированные параметры в
физических величинах.
В зависимости от характера регистрируемого параметра до
масштабирования производят сжатие информации с целью
сокращения объема массива результатов расчета и, следовательно,
потребной памяти ЭВМ. При выводе можно использовать различные
алгоритмы: в случае регистрации с невысокой частотой опроса
датчиков (до 100 Гц) результаты можно вывести с минимальным
шагом по времени до 0,01 с, при большем шаге, кратному частоте
регистрации, возможен вывод зарегистрированных в каждой точке
значений или значений осредненных. Наиболее удачными следует
считать алгоритмы, основанные на представлении параметра в
функции времени в виде кусочно-линейной зависимости,
аппроксимирующей записанную кривую с заданной точностью.
При временном шаге, не кратном частоте опроса датчиков,
может быть реализован вывод с осреднением значений или могут
быть выведены значения, полученные в результате линейной
аппроксимации двух значений, между которыми находится
затребованная точка
где х\, Х2 — зарегистрированные значения; t\, h — время
регистрации; Xi — искомое значение параметра в момент времени tt.
При регистрации опроса датчиков и первичных
измерительных преобразователей с большой частотой, достигающей иногда
нескольких тысяч герц, наблюдается определенная избыточность
информации. Минимальный шаг по времени определяется тогда
максимальной частотой опроса. Например, при максимальной
частоте опроса 1 МГц шаг по времени составляет 1 мкс. Алгоритм
вывода с линейной аппроксимацией и осреднением может быть
принят аналогичным рассмотренному выше.
В случае одновременного опроса датчиков с большой и малой
частотой значения последних дополняются с помощью линейной
аппроксимации по времени.

154 6. Регистрация и обработка результатов
В подрежиме вывода необходимо предусматривать получение
таблицы значений результатов в виде документа MS Office (ANSI-
коды) и формате DOS (ASCII-коды). При выводе в формате MS
Office информация может быть экспортирована в MS Word и MS
Excell. Документы в формате DOS могут быть предназначены для
последующей обработки программы на языках Си, Паскаль,
Фортран и т. п.
6.2. Обработка результатов ОСИ
Обработка результатов измерений включает как первичную,
так и вторичную обработку, в процессе выполнения которой
выполняют математические действия над результатами первичной
обработки и получают искомые и предусмотренные заданием на
ОСИ характеристики работы двигателя.
Для вторичной обработки выделяются характерные точки
кривой процесса (максимума, минимума, перегиба, излома и т. д.),
т. е. точки, в которых изменяется вид зависимости. Иногда
наряду с характерными точками выделяются и промежуточные точки,
например точки с постоянным шагом по времени. Если
зависимость имеет участки с наложенными помехами, то
осуществляется ее сглаживание. Характер сглаживания определяется
конкретным видом кривой. При наложении на кривую помех
колебательного характера сглаживание производится методом
огибающих.
Процесс вторичной обработки на ЭВМ включает в себя:
• ввод в машину констант (коэффициентов, необходимых для
автоматической обработки; программы обработки и результатов
измерений);
• проведение обработки;
• вывод из машины результатов измерений.
Ввод в ЭВМ констант, программы обработки и результатов
измерений осуществляется с любого носителя информации или
непосредственно с клавиатуры ЭВМ. Для вывода результатов
обработки из машины могут использоваться различные программы
вторичной обработки, например Excel.
В качестве определяемых параметров и основных
соотношений могут назначаться следующие:

6.2. Обработка результатов ОСИ
• импульс тяги РДТТ
/т = \P(t)dt;
о
• коэффициент тяги
P(t)
KT(t)=-
• площадь критического сечения
( ° V"v
кр() kpUk«J •
Более подробно вопрос об особенностях расчета основных
внутрибаллистических и энергетических параметров РДТТ будет
рассмотрен ниже.

Глава 7
Определение внутрибаллистических,
энергетических и тяговых характеристик РДТТ
Определение фактических внутрибаллистических,
энергетических и тяговых характеристик РДТТ является важнейшей задачей
ОСИ. Эти характеристики, по существу, представляют собой
конечные критерии оценки совершенства рабочих процессов в двигателе
и совершенства конструкции его основных элементов
(воспламенителя, заряда, камеры сгорания, соплового блока и т. д.), а также
определяют — насколько разработанный РДТТ отвечает требованиям
технического задания.
7.1. Информативность стендовых испытаний РДТТ
При ОСИ получают следующую информацию, которая служит
исходными данными для расчета указанных характеристик:
• текущее значение тяги P{t) по времени работы двигателя,
замеренное во время испытаний;
• текущее значение давления в КС pK(t) двигателя по времени
работы;
• текущее значение давления pu(t) в средствах имитации
высотных условий по времени работы двигателя (для РДТТ
высотных ступеней);
• массовые характеристики РДТТ, как правило, до и после
испытания.
Измерение тяги испытуемого двигателя производят тензорези-
сторными и частотными преобразователями силы. Тип
преобразователя силы для конкретного испытания выбирают, во-первых, из
условий обеспечения потребной точности и, во-вторых, из условий
эксплуатации их в процессе проведения ОСИ. Измерительные
преобразователи силы устанавливают между испытуемым
двигателем и упорной плитой стенда. При этом угловые и линейные
смещения измерительного преобразователя силы относительно

7.1. Информативность стендовых: испытаний РДТТ 157
конструктивной оси двигателя не должны превышать значений
выше допускаемых технической документацией. Контроль этих
смещений при подготовке ОСИ обязателен. В противном случае
существует реальная опасность получения недостоверной
информации по тяге в связи с воздействием на измерительный
преобразователь изгибающих моментов.
К дополнительным мерам повышения точности измерения
тяги относятся: правильный выбор диапазона измерений и введение
градуировки измерительного канала под механической нагрузкой.
Выбор диапазона измерения можно считать правильным, если
измеряемое значение тяги составляет 0,6-1,0 номинальной нагрузки
на выбранный ПИП. Желательно использовать механическую
градуировку силоизмерительного устройства в условиях стенда,
однако во многих случаях она не оправдывает себя вследствие
существенных различий характера нагружения при градуировке и при
работе двигателя. Поэтому при механическом нагружении
целесообразно проводить градуировку только измерительного
преобразователя автономно от двигателя и испытательной оснастки.
При измерении давления в РДТТ важную роль играет выбор
места установки измерительных преобразователей, выбор
конструкции отборников давления и установочных узлов. Для
получения достоверной информации независимо от форм заряда и КС
место измерения давления в РДТТ должно выбираться в зонах, где
скорость газа пренебрежимо мала. В противном случае
экспериментатор сталкивается с необходимостью анализа составляющей
давления от динамического напора, что сопряжено с большими
трудностями. Как правило, в РДТТ отбор давления производится в
районе переднего днища и реже в предсопловом объеме или в
застойных зонах. Очень важно предусмотреть меры, исключающие
зашлаковку отверстий отбора давления.
Динамические характеристики при быстроменяющихся
давлениях зависят от системы передачи давления в целом. Диаметр, длина,
характер изгиба магистралей, сообщающих КС и первичный
преобразователь, оказывают сильное влияние на динамическую
характеристику. Опыт отработки РДТТ указывает на целесообразность
использования подводящих магистралей диаметром 4...6 мм и длиной не
менее 50 мм с минимальным количеством изгибов и изменений
проходных сечений. При наличии изгиба его радиус должен быть в 5 раз
больше диаметра трубки подачи давления. При измерении медленно

158 7. Определение энергетических характеристик
меняющихся давлений магистрали подачи могут заполняться маслом
или консистентной смазкой, поэтому возможна установка фильтров
для защиты чувствительных элементов датчиков от горячих газов и
конденсированной фазы. При этом частотная характеристика
системы понижается. Противоречия этих двух факторов обычно
разрешаются в каждом конкретном случае отдельно. При измерении
быстроменяющихся давлений наличие каких бы то ни было магистралей
нежелательно, поэтому измерительные преобразователи
ввинчиваются прямо в элементы двигателя в месте измерения. Частотная
характеристика тензорезисторных измерительных преобразователей
давления в РДТТ, как правило, не превышает 1500 Гц [1].
Для установления частотной характеристики комплексной
системы передачи давления последнюю градуируют в реальных
условиях. Для уменьшения динамических искажений необходимо,
чтобы первая резонансная частота системы измерений была более
высокой (в 8-10 раз), чем наивысшая из частот спектра
измеряемого давления (высшая учитываемая гармоническая составляющая).
Если системы обладают хорошей демпфирующей способностью,
то отношение собственной частоты системы к частоте
исследуемого процесса может быть уменьшено до 4-5 [26]. Для
исключения влияния радиационного нагрева преобразователи
давления при испытаниях теплоизолируют. На практике, как правило,
используют минимум два автономных канала измерения давления,
причем в каждой точке измерения устанавливают по несколько
преобразователей давления. Механическую градуировку
измерительных преобразователей давления проводят на образцовых
устройствах, например грузопоршневых манометрах. Необходимость
проведения механической градуировки определяется в каждом
конкретном случае в зависимости от типа преобразователя, требуемой
точности измерений и нелинейности градуировочной
характеристики, указанной в паспорте на измерительный преобразователь.
7.2. Расчет внутрибаллистических характеристик
по результатам ОСИ
Для расчета внутрибаллистических характеристик используют
результаты записи текущего давления в КС испытуемого РДТТ,
приведенные к абсолютному значению, т. е.

7.2. Расчет внутрибаляистических характеристик
где ркм(0 — текущее избыточное давление в КС РДТТ, измеренное
при испытании; рш — атмосферное давление, соответствующее
высоте Н и измеренное на испытательном стенде.
При наличии дублирующих преобразователей их показания
нужно осреднить. Способ осреднения зависит от степени доверия
к результатам измерения разными каналами. Если результаты
измерений одинаково точны, осреднение выполняют путем
нахождения среднего арифметического значения давления в КС в
каждый момент времени
1=1
где i = 1, 2,...; п — номер преобразователя.
Если результаты измерений неравноточны, а систематические
погрешности отсутствуют, осредненным значением считают
среднее взвешенное значение:
Здесь га — число неравноточных групп в опыте; gy =
вес, характеризующий степень доверия к полученному результату;
Рк.и](0 — среднее значение давления в группе; rij — число
преобразователей в 7-й группе; а; — средняя квадратичная
погрешность измерения ву'-й группе.
Перед осреднением необходимо убедиться, что среди
результатов измерений нет аномальных (выбросов). Если среди
результатов измерений имеется резко отклоняющийся результат, следует
провести тщательный анализ условий измерений. При отсутствии
достаточных оснований для его отбраковки следует осуществить
оценку аномальности статистическими методами. Сущность этих
методов сводится к вычислению по опытным данным
выборочного значения некоторой функции, которое сравнивается с ее
предельным значением, соответствующим заранее принятой
вероятности. Если результаты измерений равноточны и имеют
нормальный закон распределения, оценку аномальности проводят в

160
7. Определение энергетических характеристик
о
Ч.р
соответствии с принятой методикой
оценки анормальности результатов
наблюдений.
В результате строится
характерная кривая изменения давления в КС
испытуемого РДТТ pK(t) (рис. 7.1),
по которой определяют характерные
времена:
— время задержки про-
Рис. 7.1. Зависимость
изменения значения давления в КС Чесса> т- е- вРемя от момента подачи
РДТТ от времени команды на замыкание
электрической цепи пиропатрона в системе
воспламенения до момента начала подъема кривой давления в КС;
• ^в.р — время выхода двигателя на рабочий режим, т. е. время
от момента поступления электрического тока на инициирующее
устройство до момента достижения давления, равного заданному в
долях от его среднего интегрального значения, либо время,
соответствующее точке пересечения касательных в точке перегиба на
участках подъема давления и установившегося режима;
• тр — время устойчивого горения заряда, т. е. время от
момента окончания участка твр до момента достижения на участке
спада значения давления, заданного в долях от его среднего
интегрального значения в КС, или до момента времени,
соответствующего точке пересечения касательных, проведенных в точке
перегиба на спаде и на установившемся режиме;
• ^сп — время спада давления, т. е. время от момента
окончания участка тр до момента уменьшения давления до значения,
заданного в долях от его среднего интегрального значения, или до
момента времени, соответствующего точке пересечения
касательной в точке перегиба на спаде и нулевого уровня после окончания
работы двигателя.
Полное время работы двигателя определяется простым
сложением характерных времен:
По этой же кривой определяются следующие основные
характеристики:
а) максимальное и минимальное давление в КС РДТТ;

___ 7.2. Расчет внутрибаллистических характеристик 16^
б) максимальное значение градиента давления;
в) импульс давления и среднее интегральное значение
давления на характерных участках работы двигателя.
Максимальное и минимальное значения давления (pKm3LX и
Рктт) в КС определяются на участке времени тр. Максимальное
значение градиента давления в Па/с на участке выхода на режим, а
в случае необходимости и на установившемся участке определяют
по формуле
ДРк _Рк+\~Рк
At tM-tt
(7.2)
где /?к, рк+1 — текущие значения давления в двух соседних точках
в моменты времени tt и ti+l соответственно. Импульс давления
/дк) в Па • с для различных диапазонов времени рассчитывают по
следующей формуле:
h
1{/кк)= Jft(Od(O. (7.3)
Ч
Здесь tj и tk — моменты начала и окончания диапазона времени.
Среднее интегральное значение давления в диапазоне j—к
находят по формуле
j{pk)
а=ГТ- (7-4)
Среднее значение расходного комплекса определяется по
формуле
хдв
где F^q — начальная площадь критического сечения сопла
(сопел); Мнач и Мкон — начальная и конечная массы двигателя,
определяемые взвешиванием на стенде до и после испытания.
Исходя из опытных данных, среднюю скорость горения заряда
можно определить по формуле

162 7. Определение энергетических характеристик
иср=е/хр, (7.6)
где е — толщина горящего свода.
Средний массовый секундный расход твердого топлива
находят из простого отношения
т = М3/хр. (7.7)
Здесь М3 — масса заряда, определяемая по паспорту на
конкретный заряд.
Энергетические и тяговые характеристики РДТТ при ОСИ
рассчитывают по измеренным текущим значениям тяги P(t).
Если тяга измерялась тензорезисторным измерительным
преобразователем силы с двумя мостовыми схемами, то при расчете
следует использовать их среднее арифметическое значение по
времени. Если измерение тяги производилось двумя однотипными
дублирующими преобразователями, то следует осреднить их
показания по методам осреднения давления. Таким образом, в качестве
исходной для расчета энергетических и тяговых характеристик
используется осредненная кривая тяги P(i). В случае испытания
двигателя в вертикальном положении эту кривую нужно
откорректировать на вес (силу тяжести), уносимых в процессе работы массы
топлива и материала элементов конструкции. Приводить к
пустотным условиям полученное текущее значение тяги P(i) на
участке безотрывного истечения из сопла следует по зависимостям,
которые легко получить по результатам анализа тяги с учетом
особенностей испытания РДТТ:
• в земных условиях справедлива формула
(7.8)
• в вакуум-камере
Рп (t) = P(t) + pH(t)Fa; (7.9)
• с присоединенным диффузором
(7.10)
где p'H(t) — текущее значение атмосферного давления в районе
переднего торца двигателя при испытании; pH(t)— текущее зна-

7.2. Расчет внутрибаллистических характеристик 163
чение вакуумметрического давления в рабочей зоне имитатора
высотных условий; Fo6 — площадь стыковочной обечайки
диффузора, рассчитанная по внутреннему диаметру; Fa — площадь
выходного сечения сопла.
При испытании РДТТ в условиях стендовой системы
разгрузки определение фактического значения осевой тяги двигателя
производят по следующей формуле:
(7.11)
гДе ^сизмсиб(0 — текущее значение тяги, измеренное
преобразователем малого диапазона в СИБ; pn(t) — значение давления перед
подвижным поршнем СИБ; Fn — площадь сечения поршня; а —
коэффициент линейного расширения материала поршня; At —
отклонение температуры в момент проведения ОСИ от температуры,
при которой производилось измерение диаметра поршня; mng —
вес подвижного поршня (учитывается при ОСИ на вертикальном
стенде).
Оценочные расчеты показали, что температурную поправку
можно не учитывать, если \At°\ < 20 °С. В этом случае
дополнительная погрешность не превышает ±0,05 % значения
противодавления, в чем легко убедиться, анализируя формулу (7.11).
Поскольку высота приборов для измерения давления в СИБ
различна, необходимо ввести соответствующие поправки:
• при испытании двигателя на вертикальном стенде
Ai(0 = /Vh(0-Pm№ -pBgz3, (7.12)
или
z2), (7.13)
гДе Рм.н(0 — давление, измеренное ПИП в процессе эксперимента
в магистрали нагнетания; ц — высота столба масла над
подвижным поршнем; ц — высота рабочего основания в грузопоршневом
манометре; z3 — высота ПИП над уровнем жидкости, находящейся
над поршнем; рм — плотность масла; рв — плотность воздуха в
магистралях вытеснительной системы, рв = р0 ; рМИ —
среден//
нее интегральное давление в магистрали нагнетания, измеренное

164 7. Определение энергетических характеристик
ПИП; рнМ — нормальное атмосферное давление; р0 — плотность
воздуха при рн N и температуре в момент проведения ОСИ;
• при испытании на горизонтальном стенде
Pn(0 = PM.H(t)-pMgz4, (7.14)
или
^бХ (7.15)
где та — высота центра давления на подвижный поршень над
измерительным преобразователем; zs — высота уровня масла (с учетом
компенсации) над центром давления; ze — высота центра давления над
уровнем жидкости, находящейся в грузопоршневом манометре.
Практически за центр давления можно принять центр поршня.
Все высоты могут измеряться с погрешностью не более 100 мм. При
постоянном давлении в магистрали вытеснительной системы разница
давлений до и после эксперимента не превышает 0,05 %. В связи с
этим расчет поправок можно выполнить по формулам (7.13) и (7.15).
Кроме того, допускается пренебрегать поправками на
манометрическую высоту, если погрешность от ее неучета не превышает 0,01 %.
Если в процессе работы двигателя имело место изменение
площади выходного сечения сопла, вызванное разгаром, то в формулы
для расчета РП (t) следует подставлять текущее или среднее за время
работы значение Fa. Максимальное и минимальное значения тяги за
время работы двигателя, как правило, определяют на участке тр.
Абсолютное значение градиента изменения тяги на квазистационарном
режиме работы двигателя рассчитывают по следующей формуле:
(7.16)
At tM-tt
где Piy Pi+l— текущие значения тяги в двух соседних точках в
моменты времени tt и ti+x соответственно.
Импульс тяги /т определяют по формуле
IT = jP(t)dt. (7.17)
h
Здесь P(t) — текущее значение тяги; ti9 tk— моменты времени
начала и окончания рассматриваемого участка.

7.2. Расчет внутрибаллистических характеристик 165
Среднее интегральное значение тяги Pik за выбранный момент
времени равно
^=7^7- (7Л8)
Для определения потерь пустотного импульса испытуемого
РДТТ с ОУ осциллограмма изменения тяги, полученная с
помощью СИБ, должна быть восстановлена с помощью коэффициента
тяги в пустоте, который вычисляют по формуле
где Pn(t) — текущее значение тяги в пустоте; pK(t) — абсолютное
значение давления в КС; FKp0 — начальное значение площади
критического сечения сопла.
Значение коэффициента тяги в пустоте KTn(t) подсчитывают
на участках безотрывного истечения продуктов сгорания из сопла
и только для тех моментов, когда ОУ находились в нулевом
(исходном) положении. В промежуточных точках значение
коэффициента тяги можно определить линейной интерполяцией. Такой
прием допустим, поскольку изменение KTn(t) во времени
небольшое и имеет монотонный характер. Восстановленное (в
дальнейшем будем называть его нормализованным) значение тяги
вычисляют по следующей формуле:
Потери пустотной тяги определятся по выражению
APn(t) = PnN(t)-Pn(t). (7.20)
Удельный импульс испытуемого РДТТ /у равен отношению
импульса тяги /т к массе, унесенной на участке безотрывного
истечения за время работы двигателя от t\ до t2:
• для земных условий
I = • (7 21)
у мнач-мкон-дмт1-дмт2'

7. Определение энергетических характеристик
• для пустотных условий
/у„ = * , (7.22)
Мнач "Мкон " Д^т1 - Д^тг
где АМт1, АМт2 — массы топлива, сгоревшего на участках
неэффективной работы (отрывное течение); Мнач, Мкон — масса
снаряженного РДТТ в момент времени t\ и t2 соответственно.
Экспериментальное значение суммарных потерь удельного
импульса (земного или пустотного) £/ удобно оценивать по
потерям теоретического удельного импульса при фактической степени
расширения сопла:
(7-23)
у %
/у.т
Здесь /у т — теоретическое значение удельного импульса.
7.3. Методы определения характеристик ОУ РДТТ
Отработку ОУ РДТТ проводят в несколько последовательных
этапов, включающих в себя:
• модельные испытания для предварительной оценки
газодинамических характеристик и выбора проектных параметров;
• автономные испытания натурных образцов ОУ на
специальных газогенераторах для оценки работоспособности и эффективности
выбранных типов ОУ в условиях, приближенных к натурным;
• ОСИ ОУ в составе натурного двигателя.
На всех этапах отработки ОУ определяется целый ряд
характеристик, анализ которых позволяет делать выводы о
совершенстве ОУ и степени их отработки.
Как уже отмечалось, работа ОУ РДТТ может привести к
потерям удельного импульса. Изменение во времени относительных
потерь удельного импульса можно найти из следующих
соображений. Рассмотрим достаточно малый промежуток времени dr и
определим удельные импульсы опытной и нормализованной
пустотной тяги:

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ 167
_/»n(Qdf.
где dm — изменение массы рабочего тела. Тогда
Отсюда получаем
:1__W_. (?24)
PnN0)
На основании полученных данных можно построить
зависимость £0(0 = Д|5Р|), где |6Р| — абсолютное значение регулирующего
фактора данного типа ОУ. Зависимость строят методом
наименьших квадратов, при этом уравнение регрессии из теоретических
соображений может иметь следующий вид:
(7.25)
7.3.1. Определение шарнирного момента
Шарнирный момент является одной из основных
характеристик поворотного узла ОУ (подвижных элементов сопла, заслонок
и т. д.). Если учесть, что при ОСИ угловые скорости и угловые
ускорения подвижных узлов, как правило, малы (частоты качаний не
превышают 1...2 Гц), можно пренебречь составляющими
моментами демпфирования МДф и инерционных сил Мин, а также
моментом дисбаланса. Тогда шарнирный момент можно определить по
формуле
. (7.26)
В процессе ОСИ измеряют угол поворота подвижного узла ОУ
8 =/(0 и силовой параметр. Силовым параметром в зависимости
от конструкции ОУ и рулевого привода могут быть: момент на
валу привода, усилие в его тяге. Данные измерений этих параметров
являются исходными для определения шарнирного момента.

168
7. Определение энергетических характеристик
Рис. 7.2. Кинематическая
схема рулевого привода:
1 — ось поворота поворотного
узла; 2 — шарнир рулевого
привода машины; 3 — шарнирное
соединение штока рулевого
привода с поворотным узлом
Шарнирный момент равен
произведению силового параметра на
некоторую передаточную функцию,
определяемую из компоновочной
схемы рулевого привода. Так, для
кинематической схемы рулевого
привода, приведенной на рис. 7.2,
передаточная функция представляет
собой плечо / — кратчайшее
расстояние от оси поворота сопла до
линии действия силы, развиваемой
рулевым приводом машиной, а
силовая функция — усилие в тяге
рулевого привода Рр.п. Плечо
вычисляют по формуле
ah sin ф0
у/а2 +b2 -2absinq>0
где (р = фо±5.
При проведении ОСИ указанного типа ОУ шарнирный момент
определяют либо путем прямого измерения, либо путем расчета на
основе кинематических соотношений, характерных для
конкретного вида рулевого привода.
Например, для двигателей с разрезным управляющим соплом
(РУС) и ПУС шарнирный момент рассчитывают по следующей
формуле:
Здесь F{t) — текущее значение усилия на тяге рулевой машинки;
h{t) — плечо силы, зависящее от угла поворота раструба.
По значениям шарнирного момента можно определить его
составляющие. Для этого на установившемся режиме выбирают ряд
последовательных участков с заданным в опыте циклом изменения
угла поворота 8(0- Зависимость шарнирного момента от угла
поворота в стендовых условиях можно представить в виде
Мш (0 = kn6(t) + Мас + sign(v)M
тр
(7.27)

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ
169
где Mm(i) — приведенное значение шарнирного момента; кп —
градиент позиционного момента; Мас — момент асимметрии;
Мтр — момент трения; kynjlv — составляющая шарнирного
момента, характеризующая сопротивление уплотнений.
Составляющие шарнирного момента можно определить
матричным способом [1], суть которого состоит в следующем.
Исходные матрицы для расчета имеют вид:
fb(t}) I sign^)
8(r2) 1 sign(v2)
C= AffII(f,) ; B= 6(f3) 1 sign(v3)
(tn) 1 sign(vj
где sign (v) — сигнал направления; sign (v) = 1 — при возрастании
Мш(0; sign (v) = -1 — при убывании Мш{г)\ sign (v) = 0 — в
экстремальных точках.
Матрицу из неизвестных можно представить в следующем виде:
А =
и определить ее по формуле
^(въ)"1^).
(7.28)
Здесь индексы «т» и «-1» обозначают транспортирование и
обратную матрицу.
При обработке данных, относящихся к вертикальной
плоскости при испытании двигателя на горизонтальном стенде,
необходимо учитывать момент дисбаланса, создаваемого весом
поворотной части ОУ.
Зависимость kn(t)9 полученную в эксперименте, можно
представить в виде ломаной с вершинами в точках, соответствующих
середине участка, для которых определяются составляющие
шарнирного момента.
Позиционный момент наряду с газодинамической
составляющей включает и моменты сопротивлений, в частности манжет. Для

170 7. Определение энергетических характеристик
выделения газодинамической составляющей позиционного
момента МГД сравнивают значения £п, полученные в процессе проведения
ОСИ, со значениями £пх при «холодных проверках».
Газодинамическую составляющую рассчитывают по
следующей формуле:
*п.х . (7.29)
где 5 — угол поворота исполнительного органа.
7.3.2. Измерение управляющих сил и эксцентриситета тяги
Измерения управляющих сил и эксцентриситета тяги являются
косвенными измерениями. Опытные значения этих величин
получают на основании прямых измерений осевой тяги и боковых сил,
возникающих при работе двигательной установки. Как уже указывалось,
измерение боковых сил возможно проводить как на горизонтально
ориентированных, так и на вертикально ориентированных стапелях.
Вертикально ориентированные стапеля обладают значительными
преимуществами перед горизонтально ориентированными, что
обусловлено меньшим влиянием на результаты измерения боковых сил
изменения массы двигателя в процессе испытания.
Расчет управляющей силы при испытаниях, например на
горизонтальном стапеле, состоит из нескольких этапов:
а) определяют значение измеренной боковой силы,
приведенной к плоскости установки первичных преобразователей:
i = Pi-Pi,
где Р] и Р2 — показания измерительных преобразователей
боковых сил;
б) определяют значение боковой силы:
-» б = *■б.изм ~~ •* б.изм»
где Р*б.изм — значение боковой силы, соответствующее так
называемому динамическому уровню, рассчитывается методом
интерполяции по значениям Рб.изм в моменты времени, когда ОУ
находились в нулевом (исходном) положении;
в) рассчитывают управляющую силу.

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ 1Т\_
Для определения управляющей силы должна быть известна ее
точка приложения, которую можно определить экспериментально
(при испытании на вертикальном стенде) либо расчетным путем.
Например, для инжекционных ОУ достаточно часто за точку
приложения управляющей силы принимают проекцию на продольную
ось сопла точки, совпадающей с центром окна вдува.
Значение управляющей силы при известной ее точке
приложения легко рассчитать по следующей формуле:
/?y=P6f, (7.30)
где Рб — боковая сила; /, /2 — расстояния от центра шарнира в месте
установки силоизмерителя осевой тяги до оси преобразователей
боковых сил и точки приложения управляющей силы соответственно.
Для ОУ типа РУС и ПУС значения управляющей силы можно
определить без указания ее точки приложения с учетом
газодинамической составляющей позиционного момента. Остановимся на
этом методе подробнее.
Значение управляющей силы с учетом газодинамического
момента можно рассчитать по следующей формуле:
/ М
Ry=P6---^, (7.31)
где / и 1\ — расстояние от центра шарнира в месте установки
силоизмерителя до плоскости, в которой установлены первичные
преобразователи боковых сил, и до оси качания соответственно.
Полученное значение управляющей силы приводят к среднему
интегральному давлению (среднеинтегральной нормализованной
пустотной тяге). Приведение осуществляют по формулам:
• управляющая сила, соответствующая условиям опыта,
р
• для пустотного значения управляющей силы, развиваемой
на двигателях с ОУ типа РУС и ПУС,
Яу.,пр <'> = Ку -^ТТ + р*Рэ sin 5, (7.32)

172 7. Определение энергетических характеристик
где Fa — площадь выходного сечения сопла; рэ — давление в
рабочей зоне имитатора высотных условий (эжектора) при
испытании в земных условиях. По полученным данным методом
наименьших квадратов строят зависимости Ry пр (5) и Ry п пр (6).
Применительно к конкретному двухрежимному двигателю,
например РД-2, в условиях горизонтального стапеля
управляющую силу, развиваемую четырьмя разрезными поворотными
соплами, определяют по формуле
(7.33)
где kn i гд — градиент газодинамического момента; 8,- — угол
поворота /-го сопла; Р^ — среднее интегральное значение пустотной
тяги на первом режиме; Pn(t) — текущее опытное значение
пустотной тяги; / — расстояние от опоры (оси поворота) двигателя до
оси измерительных преобразователей боковых сил; /у —
расстояние от опоры двигателя до оси поворота сопла; 0 — угол наклона
продольной плоскости, проходящей через центры сопловых
блоков II, IV к плоскости стабилизации I, III сопловых блоков,
отсчитанный по направлению против часовой стрелки.
Для тех же участков режима I, для которых проводилось
определение составляющих шарнирного момента, матричным
способом определяется градиент управляющей силы одного сопла в
плоскости качания. При этом уравнение регрессии имеет вид
где /?у.ас, RyTp — усилия, обусловливающие возникновение
моментов асимметрии и трения соответственно.
Полученное в результате расчета значение градиента
управляющей силы Ryg используют для вычисления эффективности ОУ
в земных и пустотных условиях с использованием
соответствующих формул:
Ryg =^Ю0%; (7.34)

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ 173
(7.35)
где п — число сопел (п = 4).
Точность полученных характеристик эффективности
определяется следующими погрешностями:
1) измерения боковой силы;
2) определения динамического уровня управляющей силы;
3) измерения угла поворота сопла;
4) определения осевой тяги;
5) измерения характерных размеров (размеры элементов
кинематики, стапеля и двигателя);
6) измерения давления окружающей среды;
7) аппроксимации опытной зависимости управляющей силы
от угла поворота ПУС;
8) установки изделия на стапеле.
Анализ условий измерений и метода обработки показывает,
что погрешностями по пп. 2, 5, 6 можно пренебречь, а
погрешности по пп. 1,3 целесообразно учитывать при совместной оценке с
погрешностью п. 7.
В связи с этим относительные погрешности определения
характеристик эффективности ОУ в земных и пустотных условиях
рассчитывают по следующим формулам:
(7.36)
где 8(Р) — относительная погрешность измерения осевой тяги в
земных условиях; Ь(РП) — относительная погрешность измерения
пустотной тяги; 5а(/? ) — относительная погрешность
аппроксимации опытной зависимости Ryg от угла поворота; А(0) —
абсолютная погрешность определения угла.
Погрешность аппроксимации вычисляют по формуле
(738)
г
yg

174
7. Определение энергетических характеристик
Здесь с2 — дисперсия отклонений экспериментальных значений
/?yg; А, Аи — определитель третьего порядка и алгебраическое
дополнение, соответствующие матрице
с12
о22
= В{ В,,
где
В,=
5np(^i) I sign(v,)
5пр(/2) 1 sign(v2)
М'з> 1 sign(v3)
>пр(Г„) 1 sign(vj
Здесь 5пр — текущее значение приведенного угла.
В табл. 7.1 и 7.2 приведены результаты расчета характеристик
ОУ, выполненные по программам вторичной обработки, для
одного из типовых экспериментов двигателей типа РД-2.
Таблица 7.1. Составляющие шарнирного момента
Номер
сопла
I
П
Ш
IV
Диапазон
времени, с
23,750-27,656
27,700-31,645
23,715-27,688
27,700-31,673
23,718-27,699
27,704-31,680
23,742-27,650
27,700-31,665
Н-м/град
49,977
50,116
50,426
50,506
49,965
49,428
48,409
50,402
мж,
Нм
-7,441
-0,8047
0,5213
0,7936
1,6030
1,4744
3,7565
3,3585
Нм
37,277
4,0501
5,3287
5,9286
3,7724
3,9958
4,2979
4,0436
*yruiV,
Нм/град
0,190
0,0164
0,0113
0,0105
0,0109
0,0120
0,0088
0,0083
Н-м/град
43,899
46,038
46,544
46,624
46,198
45,661
45,076
47,069
Таблица 72. Значение градиента управляющей силы
и ее эффективности в земных и пустотных условиях
Диапазон
времени, с
23,750-27,692
27,700-31,650
Ryv Н/град
364,4
364,4
Ryg, %/град
1,49
1,49
Ryng, %/град
1,54
1,54

7.3. Методы определения характеристик ОУ РДТТ 175
Анализ существующих методов и средств определения
управляющих и возмущающих сил показал, что наиболее
благоприятные условия для определения этих сил можно создать при
испытании двигателей на вертикальном стенде (рис. 7.3) с
использованием оснастки, состоящей из двух измерительных поясов: нижнего,
расположенного возможно ближе к точке приложения
управляющих сил, и верхнего, отстоящего от первого на возможно большем
расстоянии. Верхний измерительный пояс должен обеспечить
измерение реакции опорной плиты стенда в виде трех составляющих
по взаимно перпендикулярным направлениям: РХИЗМ, Fy и Fz.
Особенностью конструктивного оформления нижнего
измерительного пояса является то, что для устранения влияния
деформации элементов работающего двигателя на измерительные звенья,
передача нагрузки на ПИП усилий производится через силовые
элементы, жестко закрепленные в стыке корпуса с сопловым
блоком двигателя. Причем каждый силовой элемент размещен между
двумя соосными ПИП так, что усилие передается только силовыми
элементами, закрепленными в плоскости, перпендикулярной
линии действия измеряемой силы.
При помощи нижнего измерительного пояса выполняют
измерения реакции оснастки в двух взаимно перпендикулярных
направлениях и реактивного момента Мр относительно оси двигателя.
Боковые составляющие реакции возникают от действия
управляющей силы /?у, развиваемой ОУ, эксцентриситета тяги 8 и
весового эксцентриситета eg (см. рис. 7.3). Составляющая Ру
воспринимается парой ПИП Р\у и Ргу или Р_1д, и Р_2у9 в зависимости от ее
направления, другая составляющая Pz — ПИП PXz, P2z или Р_и, P_lz.
При возникновении момента крена он воспринимается
системой измерения стенда путем перераспределения нагрузки на ПИП
нижнего измерительного пояса.
На рис. 7.3 показана схема сил, приложенных к двигателю в
условиях вертикального стенда, где все активные силы за исключением
веса двигателя и управляющей силы приведены к главному вектору
9? и главному моменту сил т. При этом линия действия 9? выбрана
таким образом, чтобы направление главного момента совпадало с
продольной осью двигателя. Положение этой оси (в дальнейшем
именуемой базовой), проходящей через центр стыковочной
плоскости с последующей ступенью, в процессе работы двигателя считается
неизменным, поскольку любое отклонение фактической оси двигателя

176
7. Определение энергетических характеристик
у^— Верхний
/' измерительный
пояс
/ Нижний
измерительный
пояс
Рис. 7.3. Схема сил, моментов и эксцентриситетов
от указанной обусловливает возникновение дополнительного
эксцентриситета. Отклонение вектора 9t от базовой оси вызывает
появление возмущающих сил в плоскостях тангажа и рыскания.

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ 177
Момент m является составляющим момента возмущений в плоскости
крена — возмущающего кренового момента.
Положение вектора 9? относительно оси двигателя можно
задать в виде линейного смещения точки пересечения вектора тяги с
плоскостью, перпендикулярной оси — вектор 6 (см. рис. 7.3) и в виде
углового смещения вектора — угол (3 (и его компоненты (3^ и pz).
Обычно плоскость, для которой определяется линейное смещение е,
принимают совпадающей со стыковочной базой или проходящей
через критическое сечение сопла, однако с методической точки
зрения эту плоскость удобнее принимать проходящей вблизи
соплового блока двигателя. В случае необходимости пересчет
линейного смещения к другой плоскости не представляет труда и
выполняется на основе простых геометрических соотношений.
Определение углового и линейного смещения вектора тяги
связано с определением его численного значения 9?. Поскольку
осевая тяга при испытании двигателя в вертикальном положении
отличается от измеренного значения на величину веса двигателя и
подвесных узлов оснастки, ее определение требует по крайней
мере знания начального и конечного веса двигателя.
Таким образом, оснастка вертикального стенда должна
позволить произвести определение следующих характеристик:
• управляющей силы (численное значение, направление,
точка приложения);
• эксцентриситета тяги (в виде углового р и линейного е
смещения вектора тяги);
• осевой тяги двигателя;
• кренового момента;
• начального и конечного веса системы.
Данные об изменении во времени углового и линейного
смещения вектора тяги, а также начальное значение весового
эксцентриситета г§ дают возможность оценить эксцентриситет тяги РДТТ
в составе ракеты и собственный эксцентриситет РДТТ.
Для определения вышеперечисленных характеристик
необходимо такое оснащение стенда средствами измерений, которое
позволило бы в любой момент времени определить главный вектор и
главный момент системы сил, действующих на двигатель в
процессе его работы за счет измерения реакции стапельной оснастки в
виде шести компонент, соответствующих шести возможным
степеням свободы двигателя.

178 7. Определение энергетических характеристик
При выборе кинематической и конструктивной схемы
оснастки необходимо учитывать достаточно широкий диапазон
изменения определяемых характеристик, при этом в ряде случаев
максимальное численное значение управляющей силы может быть
относительно малым и составлять около 1,0 % осевой тяги. Если учесть,
что разброс значений управляющей силы за счет «внутренних»
факторов для современных ОУ не превышает 10... 15 %, что
соответствует допустимой погрешности ее определения (3...5 %),
становятся очевидными трудности, возникающие при разработке
приемлемой оснастки для испытания этих двигателей.
Прежде всего необходимо устранить влияние кинематических
связей на характер возможных перемещений элементов и узлов
оснастки под действием осевой тяги и боковых сил, а также
обеспечить минимизацию сил трения в элементах стапельной оснастки.
При выборе конструктивной схемы оснастки также нужно
учитывать изменение геометрических размеров двигателя при его работе
под действием внутреннего давления и температуры. Введение
компенсаторов удлинений в виде резиновых прокладок
нежелательно, поскольку они могут явиться причиной низкочастотных
колебаний, искажающих характер контролируемого процесса.
С точки зрения полноты учета факторов, определяющих
появление эксцентриситета тяги РДТТ, испытания целесообразно
проводить при закреплении двигателя только по стыковочному фланцу
с последующей ступенью. Преимуществом такой схемы
закрепления двигателя является упрощение конструкции, которое может
быть допущено в связи с отсутствием необходимости учета
изменения линейных размеров двигателя и большей универсальности
оснастки.
Пример конструктивного оформления такой оснастки
приведен на рис. 7.4. Двигатель 1 крепится к цилиндру 5 по
стыковочному фланцу с последующей ступенью. Передача боковых сил на
ПИП силы 2, соединенные в дифференциальную схему для каждого
измерительного пояса и каждой плоскости стабилизации,
производится через цилиндр 5, кольцо 4 и гибкую связь 3 (гибкие связи
имеют предварительное натяжение). Минимальное сопротивление
осевому перемещению цилиндра обеспечивается путем введения
шариковых направляющих и гибких связей 3. Передача усилия на
ПИП осевой силы 7 осуществляется через центральную гибкую
связь 6. Определить начальный и конечный вес двигателя можно

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ
179
▲ К натяжному
I устройству
4 3 2
Рис. 7.4. Конструктивная схема оснастки вертикального стенда:
1 — двигатель; 2,7 — ПИП силы; 5, б — гибкие связи; 4 — кольцо; 5 —
цилиндр; 8 — ПИП крена
путем введения натяжного устройства, создающего постоянное
дополнительное нагружение ПИП тяги. В рассматриваемой
оснастке возможно измерение кренового момента с помощью ПИП 8,
взаимодействующих с цилиндром 5.
Для оценки одного из важных параметров — эксцентриситета
тяги — можно использовать параметры, определяемые из анализа
сил, приложенных к РДТТ, и их реакций в местах фиксации опор.
На рис. 7.3 представлены следующие характеристики
эксцентриситета тяги РДТТ:
• начальный весовой эксцентриситет г8 и его составляющие
по координатным осям г8У и egz;
• угловое смещение (3 фу и pz) вектора тяги;
• линейное смещение вектора тяги 9? относительно базовой
оси двигателя 8 (£у и £г).
В ряде случаев, положение вектора тяги можно задать в виде
приведенного к линейному смещению значения эксцентриситета
ТЯГИ £Пр v8np^9 Mipz/*
Значения составляющих весового эксцентриситета г8 могут
быть определены в условиях стенда до опыта по углу отклонения

180 7. Определение энергетических характеристик
между стыковочной плоскостью РДТТ и горизонтальной
плоскостью и расстоянию к (см. рис. 7.3). Очевидно, что в положении
равновесия, когда центр масс находится на вертикали, отклонение
его от базовой оси РДТТ определяется следующими зависимостями:
Egy = ktgOy и egz = ktgaz.
Для повышения точности определения этих величин подвесные
элементы оснастки (опорная рама, градуировочная рама и др.)
должны быть спроектированы с учетом симметрии относительно
осей у и z9 совпадающих с плоскостями стабилизации.
Оценка положения главного вектора системы сил
относительно базовой оси ДУ может быть проведена на основе измерений
реакции стендовой оснастки в процессе ОСИ в моменты времени,
когда ОУ находятся в «нулевом» (исходном) положении.
С точки зрения повышения точности определения
характеристик отклонения вектора тяги актуальным является вопрос
идентичности условий испытаний и боевого использования ДУ. Это
касается прежде всего вопросов закрепления двигателя на стенде и
имитации условий разрежения для двигателей с высотными
соплами.
Как было показано, для определения эксцентриситета тяги
можно использовать схему, приведенную на рис. 7.3, поскольку
для двигателей рассматриваемого класса основную долю в
суммарном значении эксцентриситета (80...90 %) составляет
эксцентриситет, вызванный несимметричностью входной части сопла и
неравномерной деформацией сопловой крышки.
Определение эксцентриситета тяги двигателей высотных
ступеней ракет с натурными соплами сопряжено со значительными
трудностями, обусловленными возмущениями от воздействия
устройств, используемых для имитации высотных условий. Так, при
наличии эжекторных насадок можно определить только
суммарный эксцентриситет двигательной установки и эжектора,
разделение которых представляет значительные трудности и не может
проводиться с достаточной точностью в связи со сложностью
имитации условий разрежениия и истечения газов при тарировках
опыта. Поэтому единственно правильным решением
рассматриваемого вопроса является применение вакуум-камер с
параметрами, обеспечивающими полное выравнивание давления по контуру
двигателя. Однако строительство такой вакуум-камеры для уело-

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ 1£1
вий вертикального стенда требует больших капитальных затрат и в
ближайшее время, по-видимому, осуществлено не будет.
В работах Московского института теплотехники показано, что
возмущения, вызванные асимметрией дозвуковой части сопла (эти
причины являются определяющими в появлении составляющей
эксцентриситета за счет искажения профиля сопла), порождают
боковые моменты и силы, которые изменяются вдоль сверхзвуковой
части по синусоидальному закону. Это позволяет моделировать
профиль раструба сопла с точки зрения влияния на эксцентриситет
тяги и проводить испытания двигателей высотных ступеней с
укороченными раструбами, в которых обеспечено безотрывное
истечение продуктов сгорания.
Ниже приведена методика расчета параметров
эксцентриситета тяги ((3, 8) по результатам измерений сил в условиях стенда в
предположении проведения испытаний двигателя с укороченным
раструбом на оснастке, структурная схема которой показана на
рис. 7.3. При определении линейного смещения вектора тяги
будем исходить из того, что эксцентриситет двигательной установки
отсутствует, т. е. пересечение осей / и z (см. рис. 7.3) проходит
через ось х. В случае невозможности устранения этого
эксцентриситета он должен определяться заранее и вноситься как поправка в
результаты опыта.
Введем обозначения: МУ{Р) = -Pyl\ my(F) = -Fyl\ MZ(P) = -Pzl\
mz(F) = -FZU тогда выражения для эксцентриситетов могут быть
записаны в следующем виде:
§п
_Mz(P) + mz(F).
my(F) Г РХИШ
у 9* gy[ 91
(7.40)
Н У
где egy, egz — значения составляющих весового эксцентриситета;
Ру, Pz, Fy, Fz — проекции измеренных боковых усилий на
координатные оси.
Удобнее закреплять ПИП нижнего измерительного пояса в
положении, когда система находится в равновесии, при этом фор-

182 7. Определение энергетических характеристик
мулы для определения параметров эксцентриситета приобретают
вид
Для оси г зависимости эксцентриситета тяги имеют
аналогичный вид. Значение линейного смещения вектора тяги определится
по формуле
а направление — значениями тригонометрических функций углов:
cos (у, г) =—; sin (у, г) = -S-.
С учетом того, что значение углов (3 мало, можно записать
Q Q Q ЕУ £z "у Pz
Значения 8^, ez, 8, p^, pz, p, —, —, —*-,I1L можно представить
графически в виде функции времени. В процессе включения ОУ
параметры эксцентриситета не определяют.
Значение осевой составляющей тяги Рх, входящие в формулы
(7.39)-(7.42), находят из соотношения:
Рх=Рхты+С (7.43)
Здесь Рхты — измеренное значение осевой составляющей тяги;
G — вес двигателя, подвижных частей стапельной оснастки и
элементов измерительной системы в текущий момент времени.
Очевидно, что

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ ]^
где GHa4 — начальное значение веса РДТТ; G(t) — весовой унос
продуктов сгорания к моменту t,
G(t) = MT (t)g ^ + g jm^dt. (7.44)
t
Здесь MT(t) — текущая масса выгоревшего топлива основного
заряда; рк — давление в КС у переднего днища; kpF — коэффициент
FKJt)
разгара сопла, определяемый по формуле kpF =Т|(0—-—; Л(0 —
^крО
коэффициент восстановления полного давления в КС; FKp(t) и
^кро— текущее и начальное значения площади критического
сечения сопла; тдоп — секундный массовый расход унесенных ТЗП,
бронировки и т. д.; g — ускорение свободного падения.
Первый член правой части формулы (7.44) получен путем
интегрирования формулы расхода в пределах от 0 до г и от 0 до /р, где
tp — полное время горения заряда.
Учитывая, что тдоп во много раз меньше секундного расхода
основного заряда, с достаточной для практики точностью можно
записать:
(7.45)
где
= - ; Рх = 91 cos p =
ч
0
0
Коэффициент kpF определяют либо по результатам
предыдущих испытаний на горизонтальном стенде, либо расчетным путем.
Во многих случаях при определении Рх принимают kpF=l.
По результатам определения 6 и (3 можно рассчитать значение
приведенного к линейному смещению эксцентриситета тяги (см.
рис. 7.3):

184 7. Определение энергетических характеристик
/; епрг=ег+рг/;
Из формул (7.42), (7.43) и (7.46) следует, что
Это означает, что для определения епр можно использовать данные
измерений только нижнего измерительного пояса. Таким образом,
обработка проводится в тех случаях, если по каким-либо причинам
данные по боковым реакциям в районе верхнего измерительного
пояса определить нельзя.
В заключение запишем формулу для определения момента
крена по результатам измерений усилий ПИП нижнего
измерительного пояса. Если принять за положительное направление
момента крена направление по часовой стрелке (по полету), то
формула для подсчета момента крена имеет следующий вид:
м = (Р + Р „ + Р * + Р* — Р, — Р * — Яч — Р, \ (1 4Ю
где Ptj — значения усилий, измеренных соответствующими ПИП
(см. рис. 7.3); D — диаметр окружности, на которой расположены
ПИП.
7.3.3. Определение вектора управляющей силы,
развиваемой ОУ в условиях стенда
Для определения вектора управляющей силы, т. е. для
определения ее численного значения, точки приложения и направления
по отношению к координатным плоскостям хОу, xOz должны быть
известны:
• проекции реакций оснастки на координатные оси: Ру, Fy9 Pz,
F Р *
г г» гх->
• параметры эксцентриситета тяги: еу, ez, p^, pz, egy, zgz
определенные вне участка включения ОУ. Внутри этого участка они
определяются путем линейной интерполяции.

7.3. Методы определения характеристик ОУ РДТТ j_^£
Анализируя схему сил, приложенных к РДТТ (см. рис. 7.3 и
обозначения формулы (7.39)), можно составить следующие уравнения:
My(P) + my(F)
Ryy = Щ,
_My(P)-*Enpy+Gegy
Куу
'(^ (7.49)
yz
2
При закреплении ПИП нижнего измерительного пояса в
положении равновесия формулы для определения указанных
величин имеют следующий вид:
_Му(Р)-Шпру (7'50)
куу
Для другой координатной плоскости формулы аналогичны.
По полученным значениям проекций на координатные оси
определяют численное значение управляющей силы и ее направление:
V2
Ry
2
Ryz;
Rwz (7.51)
Если положение точки приложения управляющей силы
заранее известно (/ = <i), или в техническом задании (ТЗ) указано место
ее приведения (например, в ряде случаев для инжекционных ОУ
по ТЗ задается значение управляющей силы, приведенное к окнам
вдува), то проекции управляющей силы можно определить по
формулам:

186 7. Определение энергетических характеристик
*упр
(7.52)
Ryz -'
Из формул (7.49) и (7.52) следует, что для определения
управляющей силы при заданной точке ее приложения измерение боковых
сил достаточно вести только ПИП нижнего измерительного пояса.
Таким образом, для определения управляющих сил можно
использовать следующие зависимости:
• при известной точке приложения управляющей силы —
формулы (7.52);
• при неизвестной точке приложения управляющей силы —
формулы (7.49).
Если за время включения ОУ осевая тяга остается примерно
на одном и том же уровне (Рх = const), обработку можно
представить в более наглядном виде.
Нетрудно показать, что при неизвестной точке приложения Ry
значение рл используемое в формулах (7.49, 7.50), можно
находить как путем интерполяции по его значениям в начале и в конце
периода включения ОУ, так и по значениям М*(Р) и m%F),
определенным для интересующего нас момента времени аналогичным
путем, т. е. по выражениям:
тогда
где Му{Р) = Му{Р)-М*у{Р); my{F) = my{F)-rny{F).
Аналогично при известной точке приложения Ry имеем
_
УУ

7.3. Методы определения характеристик ОУ РДТТ 187
Таким образом, управляющие силы при постоянной тяге
можно рассчитать по более простым формулам, в которых значения
боковых моментов отсчитываются от некоторого начального, так
называемого динамического уровня, определяемого путем
линейной интерполяции бокового момента по его значениям в начале и в
конце периода включения ОУ. Так же следует рассчитывать
управляющую силу при неработающем двигателе, когда на
двигатель действует постоянный боковой момент.
Рассмотренные выше способы налагают определенные
ограничения на программу функционирования ОУ: в процессе работы
двигателя должны быть предусмотрены промежутки времени, когда ОУ
находятся в нулевом (исходном) положении. В это время определяют
эксцентриситет тяги РДТТ или суммарный эксцентриситет (при
испытании с эжекторной установкой) при первом методе обработки или
динамический уровень при втором способе. На практике встречаются
случаи, когда ОУ работают по произвольной программе. Если
положение точки приложения управляющей силы известно, то задачу в
каждом конкретном случае можно решить путем использования
дополнительных условий или результатов измерений.
Например, для случая (3^ = pz = 0 (рассматриваем приведенное
к линейному смещению значение эксцентриситета) при г8 = О
(см. рис. 7.3) из соотношений (7.50) и (7.52) получаем формулы
_My(P) + my(F)
(7.54)
_М/) *„
пру 91 9?
Для плоскости xOz можно записать аналогичные формулы.
По вычисленным значениям Ryy, Ryz, гпру, enpz определяют
численные значения Ry и епр и их направление относительно
координатных плоскостей.
В заключение еще раз вернемся к схеме оснастки,
представленной на рис. 7.4. Такая оснастка, проигрывая основному
варианту оснастки (см. рис. 7.3) в частотных характеристиках, имеет
большие преимущества в получении данных для оценки
эксцентриситета тяги. В связи с этим полный отказ от использования
этой схемы при проведении ОСИ для измерения возмущающих и
Управляющих сил был бы необоснованным.

188 7. Определение энергетических характеристик
На такой оснастке вполне можно испытывать двигатели ракет
оперативного и оперативно-тактического назначения, имеющие
относительно небольшие массы и экваториальные моменты
инерции, для которых требования по уровню собственных частот
колебаний стендовой системы могут быть легко выполнены.
Поскольку структурно эта схема вполне соответствует
выбранному ранее основному варианту (с двумя поясами измерений,
устройствами для измерения осевой тяги, начального и конечного
веса), то можно использовать рассмотренные ранее алгоритмы расчета
управляющих и возмущающих сил, а также эксцентриситета.
При имитации высотных условий определение
эксцентриситета тяги ДУ также является актуальной задачей. Хотя эжекторные
установки, используемые для имитации высотных условий, могут
генерировать возмущения, тем не менее информация по уровню
возмущающих сил при этих испытаниях представляет
определенный интерес для анализа результатов измерений.
По результатам этих испытаний ориентировочно можно
подсчитать значения эксцентриситета в виде углового и линейного
смещения вектора тяги или в приведенном выражении по
формулам (7.41), (7.42), (7.46), (7.47).
Однако под 9? (или Рх) следует понимать тягу, развиваемую
двигателем при давлении окружающей среды, равной давлению
под обечайкой эжектора в районе соплового блока, т. е.
где Рх — тяга, вычисленная по формуле (7.45); рнирэ — давление
окружающей среды (атмосферное) и под обечайкой эжектора
соответственно; F3 — эффективная площадь обечайки эжектора.
7.3.4. Повышение точности определения боковых моментов
В измеренные датчиками усилий значения реакций стапельной
оснастки необходимо внести поправки, учитывающие влияние сил
упругости и трения элементов стапельной оснастки на показания
ПИП. Эти поправки могут быть внесены по результатам
градуировки системы измерений в условиях стенда. Такая градуировка
производится для каждой плоскости стабилизации при
непрерывном и монотонном изменении эталонной нагрузки при прямом и
обратном ходе. Нагрузка прикладывается перпендикулярно оси

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ 189
двигателя вблизи точек приложения ожидаемых управляющих
сил. Поскольку точки приложения эталонной нагрузки не
совпадают с местом установки рабочих ПИП, обработку следует
проводить в моментах относительно центральных осей,
перпендикулярных базовой оси двигателя. За такие оси принимают координатные
оси у и z (см. рис. 7.3) при обработке показаний ПИП верхнего
измерительного пояса и / и z — при обработке ПИП нижнего пояса.
Моменты относительно осей / и z при градуировке
подсчитывают по следующим формулам:
• для ПИП боковых сил
Мг(Рдат) = (Р1у + Р2у -P_ly -P_2y)h (7.55)
для момента относительно оси z запись аналогичная;
• для эталонного ПИП
(7.56)
где d — расстояние от верхней измерительной плоскости до линии
действия эталонного усилия; Рзт — проекция эталонной нагрузки
на координатную ось.
Моменты относительно осей у и z при градуировке имеют вид
mry (F) = FyU или mTZ (F) = Fzl (7.57)
причем при РЭТ > 0, Fy > 0 и Fz > 0.
Показания датчиков Р\у9 Лг,... Fy, Fz должны быть получены
при первичной обработке результатов эксперимента с
использованием данных механической градуировки ПИП, выполненной до
проведения эксперимента.
Зависимости
Мг(Рэт) = /[Мг(Рдат)] и тг(Рэт) = /[тг(Рдат)]
являются исходными для обработки результатов испытаний. Они
играют ту же роль, что и дешифровочная зависимость при
первичной обработке параметров, т. е. принимается, что
М(Р) = /[М(Рдат)] и m{F) = f[m{P^)l
где М(Рдат) и т(Рдат) — моменты сил, измеренные опытным путем
при градуировке; М(Р) и m(F) — искомые боковые моменты.

190
7. Определение энергетических характеристик
МТ(РЭТ)
Как показывает практика
проведения испытаний, в большинстве
случаев система измерения стенда
является линейно деформируемой и
рассматриваемые зависимости
имеют вид прямых линий (рис. 7.5),
отличающихся на восходящем и
нисходящем участках на величину 2А/ф
(далее рассматривается обработка
градуировочных данных только
нижнего измерительного пояса,
поскольку обработка результатов
градуировки верхнего измерительного пояса проводится аналогично).
Задачу нахождения градуировочной зависимости МГ(РУТ) =
= /[Мг(Рдат)], учитывая, что дисперсия МГ(РЭТ) значительно
меньше дисперсии Мг(Рдат) (этим и оправдан смысл
градуировки), можно решить с использованием математического аппарата
регрессионного анализа.
Уравнение регрессии имеет вид
Рис. 7.5. Градуировочная
зависимость
+Мнач + sign(v)M
Tp,
(7.58)
где \|/г — коэффициент регрессии; sign (v) = +1, если нагрузка на
ПИП возрастает; sign(v) = -1, если нагрузка убывает, в
экстремальных точках sign (v) = 0.
Поскольку зависимость (7.58) является линейной, удобно для
ЭВМ расчет выполнить матричным методом.
На первом этапе решения составляют исходные матрицы:
С =
Матрица из неизвестных
М„
г(^
дат>
sign(v)
sign(v)
(Рдат) 1 sign(v)
А =
/ \
Мна

7.3. Методы определения характеристик ОУРДТТ НИ
вычисляется по формуле
А = (Вт В)"1 (Вт С).
Учитывая соотношение (7.58), получим дешифровочную
зависимость для боковых моментов сил, определенных в
эксперименте:
М(Р) = М(Рдат)\|/ + Мнач +sign(v)MTp. (7.59)
Как ранее указывалось, введение верхнего узла с центральной
гибкой связью проявляется как некоторое увеличение жесткости
ПИП, причем увеличение жесткости пропорционально
измеренному значению тяги Рх изм. Очевидно, что коэффициент регрессии
\|/ будет зависеть от Рхтм.
Коэффициент \|/ можно определить по значению \|/г,
полученному при градуировке, по формуле
(7.60)
■** изм 0
где Рхизмо — измеренное значение осевой нагрузки при градуировке.
Значения моментов относительно осей у, z, /, z\
определенные по зависимостям вида (7.60), используют для определения
управляющей силы и эксцентриситета тяги. Относительно
применения изложенного метода обработки следует сделать некоторые
замечания. Во-первых, в целях повышения точности введения
поправок при обработке следует использовать не весь диапазон
градуировки, а только его часть, соответствующую данным,
полученным при опыте. Во-вторых, использование этого метода
допустимо при линейной зависимости Мг(Рэт) = /[Мг(Рдат)], в
противном случае значение М(Р) определяют по этой зависимости
способами, аналогичными дешифровке результатов первичной
информации.
Правильность работы системы измерения стенда
контролируют путем приложения к работающему двигателю усилий,
развиваемых рулевой машиной в определенные промежутки времени
(далее горячая градуировка).
На рис. 7.6 показана одна из возможных кинематических схем
устройства градуировки. Рулевая машина 1 по сигналу,
подаваемому с аппаратуры задействования рулевого привода, растягивает

192
7. Определение энергетических характеристик
Рис. 7.6. Кинематическая схема устройства
горячей градуировки:
1 — рулевая машинка; 2 — блок пружин; 3 — ПИП
(сжимает) блок пружин 2, обеспечивая нагружение двигателя.
Уровень нагружения контролируется ПИП 3 по автономному
каналу регистрации. Практически для градуировки системы в
условиях стенда и горячей градуировки можно использовать одну и ту
же систему нагружения двигателя.
Результат измерений в данном опыте считается
удовлетворительным, если разница численных значений усилия при
калибровке, определенная по показаниям эталонного ПИП 3 и
подсчитанная по методике определения управляющей силы Ry, не превышает
допустимого значения А = \jA^ + А\, где Ai — предельная
погрешность градуирующей нагрузки; А2 — предельная погрешность
определения Ry. При невыполнении этого условия проводится
тщательный анализ условий испытаний и при установлении
причин больших расхождений в большинстве случаев в результаты
измерений могут быть внесены необходимые коррективы.

7.4. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 193
7.4. Динамические характеристики процесса испытания
РДТТ на вертикальном стенде
Как уже отмечалось, стендовая оснастка, используемая для
испытания двигателей с ОУ, должна позволить произвести
определение численного значения, направления и точки приложения
управляющей силы. Кроме того, одной из важных задач,
решаемых в процессе ОСИ, является определение возмущающих сил,
действие которых обусловлено процессами, протекающими в
двигателе, например низко- и высокочастотными колебаниями.
Основным недостатком рассматриваемых оснасток и, в
частности оснастки, приведенной на рис. 7.4, является возможность
возбуждения низких частот собственных колебаний системы
(двигатель и оснастка), что приводит к появлению наложенных на
кривые боковых сил низкочастотных колебаний и как следствие — к
увеличению погрешности определения требуемых характеристик.
Собственные круговые частоты колебаний таких систем
можно определить по следующим зависимостям:
• при вращательном движении относительно центра масс
• при поступательном движении
где с\ и с2 — жесткости ПИП и переходных элементов
соответственно верхнего и нижнего измерительного пояса; / — расстояние
между ними; М— масса системы; 1О — момент инерции системы
относительно точки, остающейся неподвижной при приложении
только внешнего момента.
Сравнивая две схемы закрепления двигателя, изображенные
на рис. 7.3 и 7.4, легко убедиться в преимуществе первой схемы.
Предварительная оценка показывает, что наиболее низкие частоты
колебаний для рассматриваемых систем следует ожидать во
вращательном движении (частота щ). Действительно, в том и другом
случае неподвижная точка расположена вблизи оси двигателя
между измерительными поясами, поэтому момент инерции системы,

194 7. Определение энергетических характеристик
приведенной на рис. 7.3, значительно больше момента инерции
системы, приведенной на рис. 7.4. Положение осложняется тем,
что для повышения жесткости связей во вращательном движении
необходимо увеличивать расстояние между измерительными
поясами (см. формулу для щ), что для схемы рис. 7.4 увеличивает
габариты системы в продольном направлении, и следовательно,
уменьшает частоту собственных колебаний системы.
Предварительные оценки показывают, что для натурных двигательных
установок неравномерность деформации обечайки корпуса за счет
внутреннего давления и прогрева, а также перекос, обусловленный
неравномерностью раскрытия стыков днищ с обечайкой, не
являются определяющими в суммарном эксцентриситете тяги.
Учитывая эти результаты, а также тот факт, что вопрос
обеспечения требуемой частоты собственных колебаний является
одним из основных при проектировании стендовой оснастки,
базовый вариант структурной схемы оснастки представим в виде,
показанном на рис. 7.3.
Для назначения обоснованных требований к динамическим
характеристикам оснастки рассмотрим движение системы
(двигатель и подвижные элементы оснастки) в пределах перемещений,
допускаемых упругими свойствами чувствительных элементов
ПИП силы и элементов оснастки. Систему считаем голономной и
движущейся в потенциальном поле.
Введем следующие обозначения:
С2 — жесткость ПИП и упора нижнего измерительного пояса;
С] — жесткость ПИП верхнего измерительного пояса в
направлении боковой силы;
с3 — жесткость переходных элементов и ПИП осевой тяги;
М— масса системы;
1Х и / — осевой и экваториальный моменты инерции системы.
Движение системы опишем уравнениями Лагранжа 2-го рода в
виде
lff)f-u. (7.6.)
где Т— кинетическая энергия; Qt — обобщенная сила; i = 1, 2,..., 6;
qt — первая производная от обобщенной координаты по времени
(см. рис. 7.3).

7.4. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 195
За обобщенные координаты системы примем:
qx = <piy — угловое перемещение системы в плоскости хОу при
деформации ПИП и упоров нижнего измерительного пояса;
Чг — ф2у — угловое перемещение системы в той же плоскости
при деформации ПИП верхнего измерительного пояса;
<7з = фи — то же, что и <р\у, но в плоскости xOz',
44 = фгг — то же, что и ф2у, но в плоскости xOz;
qs=x — осевая координата;
#6 = ф — угол перемещения системы относительно оси х.
Кинетическую энергию системы (см. рис. 7.3) можно записать
в следующем виде:
+[*(Ф}
(7-62)
.2
Обобщенные силы определяют по формулам
б, = -Ryyd -Ryl + Gtgy -*enpy cosp;
Q2 = -R^ {d -1) + Fyl + Gegy - Шу cos
Q3=-Ryzd-Pz
Q6 = m + 9tcosp(e2 tgpy -ey tgpz)-Mp.
Соответственно найденным обобщенным силам
дифференциальные силы, описывающие движение системы, будут иметь вид
= -Ryyd - Pyl + M, (ey);
- 0 + ^' + М2 (гу У,
e)

196 7. Определение энергетических характеристик
Здесь
Ах =Мк2 + /; ^ = Mk2-Mkl + I = Ax-Mkl;
Аг = Мк(к-1) + /; В2
Mx(zz) = Gegz - Px(ez + pz/) = M2(ez) - PM
При выводе уравнений (7.64) имеем в виду, что угол Р мал
Выразив составляющие реакции оснастки через
соответствующие жесткости и введя обозначения
Dx = 2c2/2; D2 = 2c{l2; D3 = cD2,
где D — диаметр окружности, на которой установлены ПИП
нижнего измерительного пояса, систему уравнений (7.64) можно
записать в следующем виде:
A2ipXy+B2ip2y+D2ip2y=M2(ey)-Ryy(d-l);
ц =MX(EZ)-Ryzd;
(/.оэ)
A2q>Xz+B2<p2z+D2ip2z=M2(Ez)-Ryz(d-l);
M'x- Mg -Рх-съх\
Здесь х — изменение координаты центра масс системы (по
отношению к первоначальному положению).
Решим систему уравнений (7.65) при следующих начальных
условиях: t = 0; (piy = (рХуо; у2у = (р2уо; ф1г = (pUo; ф2г = ф2го; Ф = Ф0;
ifoy = ф2;у = фи = ф2г = ф = 0; х = 0; к = 0. При этом начало отсчета
времени при интегрировании пятого уравнения совместим с
моментом достижения осевой тяги значения, равного весу системы.
Решив систему уравнений для условий к = -1/2 и сх = 2с2,
получим следующие результаты:

7А. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 197
Ъу = 2( )?+
1 '
+
' 1 '
\fi(x)sinnl(t-x)dx +—5~ f/2(T)sinn20-x)dx;
4/и, 0
^ +)
Ф2, ^^
1 ' 1
+f/()i()rf
f/1(t)snn,(/T)rft+г
4/n, 0J Mlln2
iz = 2(^0 +(Р2го)с08П1Г + -
1ГГ- J/3(T)sinn1a-T)JT+—2— f/4(x)sinn2a-t)dt; (7'66)
4/n, 0J М/2и2 0J
fa +)-
1 ^
r— f/4(T)sinn2(r-T)rfT;
M/2n J
х = —— \f5 (x) sin n3 (t - x)dv,
Mn3 J
ф = ф0 cos n4t + J/6 (x) sin n4 (t - x)dx,
где n, =/J—; n2=2.l—; пг=А—\ nA=D\—, а подинтеграль-
V/ VM Ш y/^
ные функции получены путем замены аргумента t на х в функциях:
/, (г) = М, (еу) + М2 (еу) - Ryy(2d - 0;
= М1(ег)-М2(ег)-/?уг/;
= Mg-Px;

198 7. Определение энергетических характеристик
Для получения решения в виде, удобном для анализа, следует
задаться видом функций /i—/6, т. е. характером изменения во
времени управляющей силы, осевой тяги, эксцентриситета тяги и
кренового момента.
На практике изменение управляющей силы в процессе
эксперимента производят либо по линейному, либо по синусоидальному
закону. Осевую тягу желательно рассмотреть на участке выхода на
режим, где в большинстве случаев ее изменение можно описать
выражением вида
Изменение кренового момента допустимо принять линейным,
а эксцентриситет тяги и осевую тягу в интервале времени
изменения управляющей силы — постоянными.
В результате интегрирования четырех первых уравнений
системы (7.66) для выбранного характера изменения управляющих сил с
последующим переходом от угловых к линейным координатам и
далее к реакциям оснастки получим следующие выражения для
реакций оснастки в районе нижнего и верхнего измерительных поясов:
• при изменении управляющей силы по линейному закону с
градиентом Ryy:
F » \2d Л sin n t | Нуу zm n t | Мг{гУ) | R \--\\f
(7.67)
У 2ПЛ I -I--"- •-—-*-■ ; -У,,;
• при изменении управляющей силы по линейному закону
после выхода на постоянное значение (для t > t\):
_Ryy(2d Л Д Ryy(2d 1Vin;i(f
-sinn(r-f>+ ^--/г d
(7.68)
Fv=——\ 1 sin n, t + ^- sin n2t + ^-\ 1 sin n, (f - f,)-
--1 .

7А. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 199
где Ryy — уровень постоянного значения проекции управляющей силы.
В формуле (7.68) приведены только выражения величин,
относящихся к координатной плоскости хОу, а для плоскости xOz их
вид аналогичен.
При внезапном приложении нагрузки реакцию оснастки
определяют по следующим уравнениям:
2d
"Г"1
1 Мг(гу) d
+ -2—Ryyj,
M2(ev)
(7.69)
При изменении управляющей силы по закону Ryy max sin cot
уравнения реакции имеют вид
2d
Id
sincof
и,2-со2
i2-co2
co«2
M2(8
—
/
+
sin cor
/
п2 - со2 п\ - со2
(7.70)
Если принять, что осевая тяга на участке выхода на режим
изменяется по закону Рх +Р0 (1-е~ш), то выражение для
измеренного значения тяги имеет следующий вид:
Аналогично для реактивного момента оснастки
^i
Мр=
(7.72)
где Мкр о — момент крена при t = 0; Мкр — градиент изменения
момента крена.

200 7. Определение энергетических характеристик
В оснастке, схема которой представлена на рис. 7.3, момент
крена воспринимается теми же ПИП, что и боковые силы, это
приводит к наложению на показание этих ПИП помехи с круговой
частотой щ. Амплитуда наложенных колебаний при одинаковой
жесткости ПИП и упоров нижнего измерительного пояса будет
Дер
равна —.
2Dn4
Как следует из соотношений (7.67)-(7.72), каждый из ПИП,
измеряющих реакцию стендовой оснастки, в процессе опыта
воспринимает нагрузку, определяемую не только изменением
параметров двигательной установки, но и динамическими
(частотными) характеристиками стенда. Это становится наглядно, если
представить выражение для тех же реакций, используя принцип
возможных перемещений (связи считаем стационарными).
Используя введенные ранее обозначения для управляющих
сил, выражения для управляющей силы и реакции оснастки в этом
случае будут иметь следующий вид:
• при изменении управляющей силы по линейному закону
_М,(еу) d
у~—}— ^7
¥у~
М2{гу)
+ R
(7.73)
• при внезапном изменении нагрузки или после выхода на
установившийся режим
Р = у R —
У 1 УУ 1 '
1 1 (7.74)
M2(ev) (d \
F — у \ Р —-1 •
У~ I УУ\1 У
• при изменении управляющей силы по синусоидальному закону
Ру = Г1 Ryy max J8Ш(ЮГ),
(7.75)

7Л. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 201
• для осевой составляющей тяги
Рх=Р0(1-е~ш); (7.76)
• для реактивного момента оснастки
Мр=Мкр0+МкрГ. (7.77)
Сравнение соотношений (7.67) и (7.73), (7.69), (7.74) и (7.75)
показывает, что в случае изменения управляющей силы по
линейному закону динамическая составляющая реакции имеет вид
наложенных гармоничных колебаний разных частот. Для ПИП боковых
усилий верхнего измерительного пояса это колебания с частотами
п\ и п2, для ПИП нижнего измерительного пояса — с частотами щ,
Щ И Щ.
На практике следует ожидать появление более широкого
спектра частот наложенных колебаний, поскольку в выбранной
физической модели не учитывались различные жесткости ПИП нижнего
измерительного пояса, податливость опор ПИП в боковом
направлении и ряд других особенностей. Как показала предварительная
оценка, указанные колебания не являются определяющими.
При изменении параметра по нелинейному закону (в частности,
по синусоидальному и экспоненциальному) динамические
характеристики системы имеют еще более тесную связь с результатами
регистрации боковых сил. При определенных сочетаниях характеристик
вынуждающей силы и колебательной системы может быть получено
значительное искажение результатов измерений (при
синусоидальном законе предельным случаем будет явление резонанса), поэтому
вопрос обеспечения необходимой частоты собственных колебаний
является одним из основных при проектировании стендовой
оснастки. В реальных условиях система обладает свойством демпфирования
колебаний, т. е. не является голономной. Это приводит к затуханию
колебаний во времени и снижению частоты колебаний по отношению
к собственной частоте системы. Однако уменьшение частоты
колебаний для аналогичных рассматриваемых систем, как правило, не
является существенным, поэтому о динамических свойствах системы
можно судить по частоте собственных колебаний, которые и входят в
полученные соотношения (7.67)-(7.72).
Для определения боковых сил особой точности необходимо
увеличить частоту собственных колебаний системы, что связано с
уменьшением:

202 7. Определение энергетических характеристик
• амплитуды наложенных колебаний — это справедливо как
для консервативной (уравнения (7.67)-(7.70)), так и
неконсервативной (диссипативной и автоколебательной) системы;
• искажений основной составляющей измеренной боковой
силы (тяги) при нелинейном изменении действующей силы (см.
формулы (7.70) и (7.71));
• погрешности первичной обработки показаний ПИП силы.
Кроме того, при достаточно высокой частоте наложенных
колебаний оправдано применение электрических фильтров, что
существенно повышает качество регистрации параметра.
Уменьшение погрешности первичной обработки показаний ПИП
можно подтвердить на примере алгоритма первичной обработки
информации огневых испытаний. Сущность этого алгоритма
заключается в аппроксимации кривой процесса ломаной с заданной
точностью и выводом на печать значений параметра только в характерных
точках (в вершинах ломаной). Поскольку участки ломаной строятся
методом наименьших квадратов, этот алгоритм позволяет уменьшить
погрешность обработки. Кроме того, он является универсальным, т. е.
пригодным для обработки большого числа параметров и позволяет
получить информацию в компактном виде.
Этот же алгоритм можно использовать и при обработке
показаний ПИП боковых сил.
Для оценки погрешности данного алгоритма при наличии
неинформативного параметра (наложенные колебания) используют
следующие зависимости:
• при условии значительного превышения частоты опроса по
каналу регистрации над частотой наложенных колебаний
х = пи (7.78)
х"
где у — максимальное значение погрешности аппроксимирующей
кривой; а — амплитуда наложенных колебаний; п — круговая частота;
t — интервал времени при аппроксимации кривой процесса ломаной;
• при большой частоте наложенных колебаний
а \tN-2
Здесь N — частота опроса по каналу регистрации.
(7.79)

7А. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 203
На практике при измерении бо- У/а
ковых сил используют формулу '
(7.78), а при измерении тяги — (7.79).
Если представить зависимость
(7.78) графически (рис. 7.7), то
очевидно, что погрешность
аппроксимации уменьшается с ростом jc = nt,
т. е. с увеличением круговой частоты
колебаний.
0,5
0,4
0,3
0,2
0,1
V
\
N
0 10 20 30 х
Рис. 7.7. Относительная
погрешность аппроксимации
Используя соотношения (7.78) и (7.79), а также решения
дифференциальных уравнений, описывающих движение системы
(двигатель и подвижные элементы оснастки), можно назначить
требование по жесткости элементов оснастки, определяющих
частоту собственных колебаний системы.
Рассмотрим колебания системы при нагружении ее
управляющей силой, изменяющейся по синусоидальному закону.
Сопоставляя выражения (7.78) и (7.79), видно, что при наличии
движения системы численное значение управляющей силы изменяет-
1 Id
Id
Т'1
п[ - СО
2 2
2-со2
раз (по сравнению с их
значениями в статических условиях) по показаниям ПИП нижнего
измерительного пояса ив k2 = —
1 /
2d-l
У
—1
n2-co2
п\ -со2
раз по показаниям ПИП верхнего измерительного пояса.
Поскольку учет поправок в реальных условиях затруднен в
связи со сложностями точного определения частот колебаний по
результатам регистрации, необходимо задать требования по
частоте собственных колебаний элементов оснастки.
Ориентируясь на потребную точность определения
управляющих сил, соответствующую погрешности в 3 %, можно допустить
к\ < 1,01 и к2 < 1,01, что при щ = п2 = п означает — -<1,01,
-со2
п ,
или —:
со
На практике изменение угла поворота ОУ по синусоидальной
программе (так чаще всего испытываются РУС и ПУС) производят

204 7. Определение энергетических характеристик
с частотой 0,5 Гц (в крайне редких случаях эта частота достигает
2 Гц). В связи с этим можно считать собственную частоту
колебаний 20 Гц допустимой.
Допустимое значение частоты собственных колебаний можно
назначить также исходя из погрешности обработки, которая, как
следует из зависимостей (7.78) и (7.79), пропорциональна
амплитуде наложенных колебаний.
Как видно из анализа результатов регистрации информации
ОСИ, стендовые системы, аналогичные рассматриваемой,
обладают достаточно высокой демпфирующей способностью
(логарифмический декремент затухания ~ 0,3) и способностью к
автоколебаниям, амплитуда которых трудно поддается расчету. Это не
позволяет воспользоваться аналитическими методами определения
амплитуды колебаний и приходится обращаться к
экспериментальным данным, которые показывают, что амплитуда колебаний,
возникающих при изменении нагрузки, очень быстро затухает до
некоторого конкретного значения, определяемого свойствами
системы.
В дальнейшем колебания поддерживаются самой системой и
их амплитуда практически не зависит от приложенной нагрузки
(режим, близкий к автоколебательному). Обработка результатов
ряда испытаний показала, что амплитуда этих колебаний может
достигать порядка 5 % максимального значения боковой силы,
развиваемой ОУ и воспринимаемой одним ПИП.
Учитывая, что в самом общем случае для рассматриваемой
схемы оснастки боковая сила подсчитывается по результатам
измерений четырех ПИП, и ориентируясь на допустимую
погрешность определения боковой силы 8 = 3%, что соответствует
погрешности определения усилия одним ПИП 5i = 1,5 % измеряемой
<?
величины (Ьх = . где иПип = 4 — число ПИП), можно опре-
делить допустимую погрешность аппроксимации кривой усилия
по следующему выражению:
а а
где а — относительная амплитуда колебаний (а = 3 %); к —
отношение предельной погрешности аппроксимации к предельной по-

7Л. Динамические характеристики процесса испытания РДТТ 205
грешности измерений. Учитывая особенности алгоритма
обработки, связанные с перекрытием половины предыдущего участка при
последовательном построении звеньев ломаной, что несколько
снижает погрешность аппроксимации, можно принять к = 1/2.
Тогда у/а = 0,15, что по графику, представленному на рис. 7.7,
соответствует х = 40,5. В этом случае при обработке результатов
регистрации боковых сил для момента времени t = 0,35 с допустимая
круговая частота колебаний составляет 116 Гц или /= nl{2%) = 18,4 Гц.
Если регистрацию проводить без дублирования каналов, т. е. с
наименьшей частотой опроса (что, например, для телеметрической
системы «Трал-К» составляет 125 Гц), то может появиться
сомнение в достоверности полученных данных. Однако учитывая, что по
зависимости (7.79) у 1а = 0,153, можно считать значение/= 19 Гц
допустимым.
Большой практический интерес представляют данные о
требуемых частотных характеристиках стендовой системы,
используемой при определении осевой тяги. Из сопоставления формул
(7.71) и (7.76) следует, что частотные характеристики системы
определяют искажение в характере кривой при выходе на режим и,
кроме того, величину помех, наложенных на кривую тяги,
определенную в результате измерений.
Таким образом, при назначении требований к частотным
характеристикам стенда необходимо принимать во внимание
следующее:
• испытания на вертикальном стенде не проводятся как
«энергетические», поскольку введение поправок на вес унесенной массы
увеличивает погрешность определения удельного импульса.
Поэтому с точки зрения оценки энергетических характеристик к точности
измерения тяги повышенных требований не предъявляется;
• выдвижение особых требований по точности измерения
осевой тяги (с точки зрения оценки геометрического и
газодинамического эксцентриситетов) вряд ли целесообразно ввиду
относительно невысокой точности их определения;
• на переходных режимах регистрация осевой тяги
проводится с повышенной точностью, доходящей, по опытным данным, до
10 % и более.
Таким образом, нет необходимости назначать жесткие
требования по частотным характеристикам системы с точки зрения
измерения осевой тяги.

206 7. Определение энергетических характеристик
Измерение осевой тяги можно вести с помощью обычной тен-
зометрической аппаратуры. При правильном выборе диапазона
измерения (коэффициент использования измерительной шкалы не
менее 0,75-0,8) погрешность измерения осевой тяги на
квазистационарном участке кривой составляет около 2 %. Основываясь на
большом опыте измерения тяги в стендовых условиях, можно
считать допустимым диапазон изменения круговой частоты 30...50 Гц.
Поскольку жесткость системы в направлении поворота
относительно оси двигателя достаточно высока, особые требования к
жесткости системы с точки зрения определения кренового
момента не выдвигаются.
Резюмируя приведенные выше данные, можно заключить, что
испытательная оснастка, предназначенная для измерения боковых
сил, должна иметь следующие частотные характеристики: в
направлении реакций нижнего измерительного пояса, а также в
направлении боковой составляющей реакции верхнего
измерительного пояса /= 19...20 Гц и в направлении осевой тяги /= 30...50 Гц.
7.5. Методика определения погрешностей
тягово-импульсных характеристик РДТТ
Рассмотрим некоторые особенности оценки точности
основных характеристик, измеряемых и получаемых вторичной
обработкой при использовании стендовой системы разгрузки.
Погрешность измерения текущего значения тяги Рх
складывается из погрешности измерения усилия разгрузки Qp и
погрешности измерения тяги преобразователем малого диапазона ^измсиб-
Метод линеаризации дает нам следующее выражение для оценки
погрешности:
(7.80)
Погрешность измерения разгрузки включает в себя
следующие составляющие:
• погрешность измерения давления в магистрали вытесни-
тельной системы. При измерении давления с помощью грузо-

7.5. Методика определения погрешностей 207
поршневого манометра эта погрешность не превышает 0,1 %; при
измерении давления двумя вибрационно-частотными ПИП — не
более 0,3 %;
• погрешность, вызванная разбросом сопротивления
перемещению подвижного поршня. Оценки, проведенные по результатам
механической градуировки разработанных СИБ, показывают, что
она не превышает 0,01 %;
• погрешность, вызванная неточностью учета поправки на
манометрическую высоту, не превышает 0,01 %;
• погрешность, вызванная неточностью учета температурной
поправки. Согласно заданным требованиям, эта погрешность
составляет не более 0,05 %;
• погрешность за счет несоответствия давления при работе
двигателя давлению, измеренному грузопоршневым манометром.
На основании статистических данных по измерению давления
и температуры за время опыта можно полагать, что эта
погрешность измерения не превысит 0,2 %.
Суммарная относительная погрешность измерения усилия
разгрузки СИБ составляет 0,23 % при использовании грузопоршне-
вых манометров и 0,41 % — при использовании вибрационно-
частотных ПИП давления.
При ^дгизмсиб =0Д^Хизм (С учетом погрешности штатного
ПИП силы «малого» диапазона (ТПА) ЬР = 2,4 %) по фор-
х изм v^xlb
муле (7.80) получаем:
• при использовании грузопоршневого манометра
ЪР =0,32%;
гх изм
при использовании датчика давления вибрационного типа
ЪР =0,45%.
1 JCH3M
Погрешность измерения потерь тяги, отнесенная к измеряемой
тяге на установившемся режиме, должна оцениваться с учетом
корреляционной связи между результатами измерений тяги в
соседние моменты времени. Поэтому погрешность измерения потерь
составляет только часть общей погрешности измерений.
Статистический анализ результатов показывает, что из двух составляющих
общей погрешности — канально-систематической и канально-слу-

208 7. Определение энергетических характеристик
чайной — вторая составляющая не превышает 60 % первой.
Погрешность измерения потерь тяги в основном определяется
случайной погрешностью, которую вычисляют по следующей
формуле:
р
51 хизмСИБ , о
t^x p ГхизмСИБ'
1 X ИЗМ
где £ = Vo,62+O,62 =0,85.
В рассмотренном примере погрешность определения потерь
тяги с помощью СИБ составляет 5др = 0,22 %.
Используя метод линеаризации, относительную погрешность
пустотной тяги можно определить по следующему выражению
(для условий ОСИ в барокамере):
(8&.+8JJ. (7.82)
п У V Л п J
При испытаниях РДТТ в земных условиях в формуле (7.82)
вместо 6рэ следует подставлять 6рн. Если испытание проводится с
использованием различного вида газодинамических эжекторов, то
расчетная формула (7.82) приобретает вид
р
р Гхизм р Рн
5_ \\ п J \ гп
р —
\ +
Jpn
(7.83)
В формулах (7.82) и (7.83) 8_ , 5„ , 5F , 5F — относительные
* Н * Э 00 fl
погрешности определения (% от измеряемой величины)
атмосферного давления, давления в имитаторе высотных условий, площади
обечайки эжектора, площади выходного сечения сопла.
При испытании РДТТ на вертикальном стенде в формулы
(7.82) и (7,83) вместо Ь2Р следует подставить 52Р + 8?, р, где
^дгизм J VxmM "hie
^n^g — относительная погрешность определения начального веса
присоединенной к РДТТ оснастки стенда. Погрешность определе-

7.5. Методика определения погрешностей
209
ния потерь удельного импульса целесообразно вычислять по
отношению к нормализованному удельному импульсу.
Из формулы (7.24) можно получить выражение:
(7.84)
rnN
Представим нормализованную и измеренную пустотную тягу
в следующем виде:
Pn=Ai+r\+x + k, (7.85)
где AnAi — истинное значение тяги; Г| — случайное отклонение,
обусловленное неточностью измерения усилия разгрузки; к —
случайное отклонение за счет приведения к пустотным условиям;
t, — случайное отклонение измеренного значения тяги вследствие
систематической погрешности; \|/, х — случайные отклонения
измеренного значения тяги за счет случайной погрешности.
Отклонения Г|, к, £, \|/, х считаем независимыми, тогда
выражение (7.84) можно представить в следующем виде:
0
(7.86)
Используя метод линеаризации, получаем следующее
выражение для дисперсии £<>:
°е.=
nN
°l +
.ы.
Учитывая, что О2х=с^, о2р =6x\
после несложных преобразований получим
PnPnN
<Ър +
АР
_2

210 7. Определение энергетических характеристик
Перейдя к относительным погрешностям, имеем
nN V nN
где 5др — вычисляется по формуле (7.81); а 8 — по (7.82) и
(7.83).
Разработанный алгоритм расчета погрешностей в дальнейшем
используется при анализе результатов экспериментального
исследования.
7.6. Методика расчета погрешностей экспериментального
определения управляющих и возмущающих сил
Под оценкой точности понимают определение вероятного
закона распределения физической величины и определение
интервала, в котором с заданной доверительной вероятностью находится
ее истинное значение.
Если у — физическая величина, тогда указанный интервал
можно представить в виде
Ун ^ У ^ Л> или Ан < А < Ав,
где ун и ув — нижний и верхний доверительные пределы величины
у; у — среднее значение физической величины;
Ан = Уи - У, Ав = у - у.
7.6.1. Структурная схема расчета погрешностей
Для оценки точности экспериментального определения
управляющих сил и эксцентриситета тяги целесообразно использовать
метод статистических испытаний [41].
Исходными данными для оценки погрешности являются:
• конкретный вид зависимости расчетной величины от
параметров прямых измерений;
• информация по плотности распределения исходных
параметров.

о S
О О
b
5 Б
6 E
T
7»
N
9-V
——
v—•
^ II
>иант 1
J Bai
«
i
с
w
1
D.
С
со
1 II
w о '53
I
TT
♦ ♦-1 ♦ 1111 f
со. со'к
II II ^
1 t Г

212 7, Определение энергетических характеристик
Для расчета погрешности определения параметров
эксцентриситета тяги составляется блок-схема (рис. 7.8), которая учитывает
следующие условия определения эксцентриситета:
• реакции оснастки измеряются только в районе нижнего
измерительного пояса (вариант 1);
• измерение реакций оснастки производится датчиками
верхнего и нижнего измерительного пояса (вариант 2).
Данные, выводимые на печать, на схеме помечены черно-
белой стрелкой. При необходимости можно получить
распределение и направляющих косинусов. Особенностью расчета является
то, что она предполагает последовательный расчет всех
характеристик после каждого цикла разыгрывания случайных чисел.
Для учета дополнительной погрешности, обусловленной
перераспределением нагрузки на датчики нижнего измерительного
пояса, используется величина В с математическим ожиданием,
равным нулю, и дисперсией а^, которая должна определяться
экспериментально.
Блок-схема расчета погрешности управляющей силы показана
на рис. 7.9. На этой схеме приведены расчетные зависимости
управляющей силы для тех же условий, что и при расчете
эксцентриситета.
Характерным для данного алгоритма расчета является то, что
исходные данные по МУ{Р), MZ(P)9 my{F), mz(F) задаются для двух
моментов времени: до включения ОУ (момент t\) и после
включения ОУ в интересующий нас момент времени f2- При этом
предполагается, что законы распределения этих величин получены
расчетным путем по схеме, представленной на рис. 7.9, но с
несколько меньшими значениями дисперсии для учета корреляционной
связи при изменении боковых сил, соответствующих
динамическому уровню (время t\) и уровню, возникающему при
приложении управляющей силы (время /2)- При расчете по варианту 2
следует положить также G/ = 0. Расчет осуществляется по исходным
данным МУ{Р), MZ{P), my(F), mz(F) в момент времени t2 и
соответствующим им величинам динамического уровня М*{Р), М?(Р),
my*(F), m^(F), при этом последние считаются распределенными
так же, как и моменты боковых сил МУ(Р), MZ(P)9 my(F) и mz(F) в
момент времени f2. Практически можно вести расчет и
комбинированным способом, когда параметры исходных величин получаются
методом линеаризации функций.

s
й-
Й|
^1
cd cd
X X
CO
ft,
at
1
1
и
cd
Cd
«
^-^ t^ >«• 1*,
"? V4^ V
% 5 S; §
cd
Oh
g
+
g
sr
•-*
H iin
>« >>
J
"X5
_>» >>
ft, ^
ГЦ
II II II
\
1
oT и и
+fe p" ^
->■ ^ w
II о .S
О

214 7. Определение энергетических характеристик
Для учета погрешности динамического уровня в схему расчета
введены величины Сь С2, С3, С4 с математическим ожиданием,
равным нулю и дисперсией <52С.
Определение рассматриваемых характеристик в случае работы
ОУ по произвольной программе без выдержки в нулевом
(исходном) положении связано с большой погрешностью оценки как
численного значения управляющей силы, так и эксцентриситета тяги.
Исходные данные для расчета погрешности рассматриваемых
характеристик можно разделить на три группы:
• геометрические параметры (угол наклона стыковочной
площадки к горизонтальной плоскости а, расстояния между
измерительными поясами /);
• силовые характеристики (осевая тяга Рхшм, реакции
стапельной оснастки Руу Pz, Fy, Fz, начальный и конечный вес системы
• параметры, требующие предварительной оценки
погрешности (коэффициенты градуировочной зависимости \|/н, \|/в, Мнач.пр,
tfWnp* значения В и Ci-C4).
Законы распределения геометрических характеристик следует
принимать нормальными с параметрами т и а2, определяемыми
погрешностями средств измерений. Законы и характеристики
распределения величин второй группы предположительнее
определять путем статической обработки экспериментальных данных.
Учитывая определенные трудности построения опытных
законов распределения, связанные с накоплением большого объема
статистического материала, а также, что использование
нормального закона вместо фактического, как правило, не приводит к
недооценке предельной погрешности, во многих случаях законы
распределения этих величин можно принять нормальными, а
путем статистического анализа определять лишь параметры
распределения т и а2. Указанным способом проведена статистическая
обработка большого объема экспериментального материала по
определению основных параметров: осевой тяги и давления в КС.
В основу обработки положены приемы дисперсионного
анализа для двух компонент, представляющих различные источники
случайного рассеивания [42]. При этом рассматривалось
рассеивание между средними реализациями случайного процесса
(кривыми, записанными датчиками) и рассеивание внутри каждой реали-
зации. Указанные рассеивания характеризовались дисперсиями о2

7.6. Методика расчета погрешностей 215
и of соответственно. Результаты обработки показали, что при
использовании тензометрических ПИП тяги типа ТПА средняя квад-
ратическая погрешность измерения и обработки осевой тяги
составляет Срх = 0,6 % диапазона измерения. Кроме того,
установлено, что дисперсия отклонений внутри реализаций, как правило,
значительно ниже (в ряде случаев на 1-2 порядка) дисперсий
отклонений средних значений реализации, т. е. о\ <^Lg\, а это
означает, что между отклонениями показаний датчика в течение
работы двигателя существует тесная корреляционная связь, которая
должна учитываться при оценке погрешности определения
управляющей силы.
Поскольку для измерения боковых сил в рассматриваемом
случае предусмотрены тензометрические ПИП, то использование
для анализа результатов полученных значений погрешности не
всегда является оправданным в силу специфических усилий
работы датчиков. Это прежде всего связано с наличием наложенных на
кривую усилия колебаний большой амплитуды и как следствие —
с увеличением погрешности алгоритма обработки на ЭВМ.
7.6.2. Расчет погрешности определения
основных параметров методом линеаризации функций
Для предварительной оценки погрешности основных
характеристик (управляющей силы, эксцентриситета тяги) используют
метод линеаризации функций. Следует отметить, что такая оценка
всегда является полезной, поскольку позволяет получить данные
для анализа составляющих погрешностей, необходимые для
выработки мероприятий по совершенствованию стапельной оснастки.
Таким же методом можно подсчитывать погрешности кренового
момента, пустотной тяги и градуировочных коэффициентов.
Рассмотрим особенности при определении погрешности
осевой тяги. Так как значения осевой тяги при испытании двигателей
с соплами, работающими на небольших высотах, определяют по
формуле (7.45), дисперсию осевой тяги можно представить в
следующем виде:
U [ 2K Чон. (7.89)

216 7. Определение энергетических характеристик
Поскольку 0<440^1 и Or ^®а •> максимальное значе-
ние дисперсия будет иметь при Ч/(0 = 0, в этом случае
/Т2 Г*2 _1_ ПС2
Гх г х изм ^нач
Пустотное значение тяги при испытании двигателя с
выхлопным диффузором (эжектором) рассчитывают по формуле
б-^об-^), (7.90)
н — атмосферное давление в районе переднего дна двигателя;
рэ — давление под обечайкой эжектора; Fo6 и Fa — площадь
обечайки эжектора и выходного сечения сопла соответственно.
Проведенные измерения показали, что в условиях
испытательных стендов изменение давления окружающей среды при
работе РДТТ несущественное, поэтому при расчете оно принимается
равным рн, определенному на стенде непосредственно до и после
испытания.
Из выражения (7.90) следует, что Орп = <*рхизм + о^ + ^Обарн +
+(^,6 - ^а )2 <£ + (Л - Рэ )2 <б + Л2°£.' а значение а^ =
= ар + <52G определяется, как здесь указано, для оценки макси-
х изм ^нач
мально возможного разброса, либо по формуле (7.67), если оценка
проводится для наперед заданного момента времени; с2Рн и с2Рэ
выбираются по паспортным данным на приборы и ПИП.
Оценим погрешность определения кренового момента. Из
выражения (7.48), пренебрегая погрешностью определения диаметра,
получим
с2Мщ>=п~-с2Р, (7.91)
где п — число ПИП, участвующих в работе, для оснастки,
выполненной по беззазорной схеме п = 8; сР — погрешность измерения
усилия ПИП.
При оценке погрешности определения Мкр необходимо также
учесть погрешность, возникающую при перераспределении
нагрузки на ПИП боковых сил (неравномерная начальная затяжка
ПИП, температурные расширения элементов оснастки). Эта по-

7.6. Методика расчета погрешностей 217
грешность характеризуется дисперсией g\ и должна определяться
экспериментально. С учетом (7.91) имеем
g2Mkp=2D2g2p+o2h. (7.92)
Рассчет погрешности определения боковых моментов
производят по исходным зависимостям:
= М(Рдат)Х|/н+Мнач>пр;
т(Р) = т(Рш )\|/в + ттч пр,
где Мнач.пр = Мнач
Коэффициенты \|/н и \|/в подсчитывают в зависимости от гра-
дуировочных коэффициентов \|/гв и \|/гн по формуле (7.60).
Поскольку градуировка системы измерения стенда выполняется при
Рх изм о ~ Рх изм» оценка погрешностей для боковых моментов М(Р) и
m(F) можно оценивать для \|/н = \|/гн = Vrи ¥в = Vr.B.
Оценка погрешностей определения М(Р) и m(F) производится
одинаково, поэтому ограничимся рассмотрением оценки
погрешности для М{Р).
Если
М(Р) = М(Рт)уГ + Мнач.пр, (7.94)
то
тг'-^нач.пр Yr'iWH
Здесь Kjj — корреляционный момент между i'-m иу-м параметрами.
Учитывая, что коэффициенты Мшч и Mw принимают равными
соответствующим коэффициентам при градуировке, и полагая, что
\|/г« 1, можно записать:
(7.95)

218 7. Определение энергетических характеристик
Погрешность определения момента ПИП М(Рдат) можно
оценивать без учета погрешности определения длины / ввиду малости
последней, т. е.
а2 =12а2
М\лдат) 'дат '
где о2р — дисперсия отклонений проекции реакции оснастки на
p
координатные оси,
Go =ПС2Р+С2
'дат ^ в
Здесь с2Р — дисперсия отклонения в показаниях ПИП боковой
силы, оцениваемая статистическим путем, как указано выше; п —
количество ПИП, участвующих в работе (в данном случае п = 4);
Gg — дисперсия отклонений проекции реакции на координатные
оси за счет перераспределения нагрузки на ПИП.
Погрешность определения момента ПИП должна
устанавливаться экспериментальным путем. Для верхнего измерительного
пояса ов = 0 и в этом случае a2P = a2F = c2F (Fy и Fz — реакции
оснастки).
Для оценки дисперсий отклонений \|/г, Мнач, Мтр и
корреляционных моментов используют матрицу вида
21 о22 с23
V
которая определяется одновременно с расчетом \|/г, Мнач, Mw по
формуле D = Вт В.
Вид матрицы В показан ранее в разд. 7.3.4. Элементы матрицы
D имеют следующий вид:
= Озз = П\
п
(=1

7.6. Методика расчета погрешностей
219
Если количество точек на восходящей и нисходящей ветвях
одинаково, то
CJ23 = <*32 = 0.
Дисперсии градуировочных коэффициентов определяют по
следующим формулам:
Корреляционные моменты рассчитывают по выражениям:
_А12Я2, тг
"~Д" ' ^
_Л13,-2.
~~Д '
■о2.
Здесь А — определитель третьего порядка, соответствующий
матрице D; Ау — алгебраическое дополнение элемента (/ — номер
строки, j — номер столбца), например:
а31 а33
А22 =
ап а12
а31 а32
+sign(v)MTp -
п-Ъ
Данные по Mir(PmT), sign(v) берутся по результатам
градуировки в условиях стенда до опыта. Определение оценок дисперсий
градуировочных коэффициентов и корреляционных моментов
проводят одновременно с вычислением коэффициентов регрессии
при обработке данных градуировки.
При расчете погрешности методом статистических испытаний
целесообразно пользоваться зависимостями (7.73) и (7.74), однако
в этом случае для учета корреляционной связи между градуиро-
вочными коэффициентами определение дисперсии следует вести
по формуле:

220 7. Определение энергетических характеристик
<* =°2
м м +2M(PmT)K M +
Ниже приведены расчетные формулы для оценки погрешности
эксцентриситета, полученные методом линеаризации:
• погрешность приведенного к линейному смещению
эксцентриситета тяги
а2 (I]' G2 JЩП^О2 +(у2 у
е ПР I р I *"' р2 \ "i изм °нач /
\rxJ V Гх )
погрешность углового смещения вектора тяги
(7.98)
А Г к
r>Z \ х изм
(
+ i к
погрешность для линейного смещения вектора тяги
'2°1; С7.9»
• погрешность определения управляющей силы при
известной точке ее приложения
• погрешность определения управляющей силы при измерении
реакции оснастки верхним и нижним измерительными поясами
(4^4) (7Л01)
• погрешность определения расстояния до точки приложения
управляющей силы
2
[{m{F)f о2Щр)+(М(Р))2о2тп]. (7.102)

7.6. Методика расчета погрешностей
В соотношениях (7.100)-(7.102)
СМ(Р) = 2СУ1ЩР) + °с\'
О 1 О
° =2a+G
где Oyj(P) и o^(F) подсчитываютсяаналогично СщР^ и om{F), но
с использованием лишь составляющей погрешности, учитывающей
разброс показаний ПИП внутри реализации; ос\ и ас2 — дисперсии
отклонений, учитывающие неточность определения динамического
уровня, связанную с использованием линейной интерполяции.
Погрешность определения управляющей силы связана с
влиянием на измерение боковых сил резиновой диафрагмы (при
использовании эжектора с механической связью с двигателем) и
газодинамическими процессами, протекающими в эжекторной
установке. При соответствующем выборе параметров эжекторной
установки (радиальный зазор между соплом и обечайкой эжектора,
зазор для протока воздуха при проточной схеме эжектора,
толщина диафрагмы) эту погрешность можно свести к минимуму. Кроме
того, указанная погрешность в значительной мере определяется
также ошибками обработки. Снижение погрешности обработки
связано с конструктивными мерами, направленными на
уменьшение колебаний динамического уровня (увеличение жесткости
системы, точная установка зазоров и т. д.). По результатам
проведенных ОСИ погрешность обработки может быть принята
соответствующей 1,5 % от диапазона измерений.
В случае работы ОУ вектором тяги по произвольной
программе (без выдержки в нулевом положении) оценку погрешностей
определения управляющей силы и эксцентриситета тяги можно
выполнять по следующим формулам:
<П =1 — I \<ruln+az.,F<,) + r;<% + a. [Op
2хти
<V

222 7. Определение энергетических характеристик
Таким образом, рассмотренная методика определения
точности измерений управляющих и возмущающих усилий при ОСИ
РДТТ позволяет производить расчеты при любых законах
распределения погрешностей исходных параметров и получать
достоверные данные, принципиально важные для оценки управляемости
РДТТ, например, зависимости координат точки приложения
управляющей силы и ее значения, линейного и углового
отклонений вектора тяги, а также приведенных эксцентриситетов вектора
тяги от основных режимных параметров.

Глава 8
Результаты огневых стендовых испытаний
и отработки РДТТ
Экспериментальное исследование и отработка
представленных методик и необходимого для проведения ОСИ оборудования,
реализующих принцип высокоточной разгрузки силоизмеритель-
ных систем, проводились в условиях ОСИ ракетных двигателей
РД-2 с РУС, маршевого двигателя РД-14, крупногабаритных
двигателей РД-4, РД-5, двигательной установки системы
автоматического спасения корабля «Союз-ТМ», а также в процессе испытаний
модельных РДТТ.
8.1. Тягово-импульсные характеристики РДТТ
В условиях ОСИ двигателей РД-2 применялась система К-1-883.
Перед ОСИ проводился цикл отладочных и макетных поверок
системы и механическая градуировка с приложением
имитирующих нагрузок через эталонный динамометр. Усилие
разгрузки задавалось путем изменения давления в поршневой
группе СИБ в диапазоне 5,75...6,7 МПа. Система
неуплотненного поршня подтвердила свою работоспособность, масло
равномерно выдавливалось по кольцевому зазору, а его утечка не
превышала расчетного значения. Силоизмерительный блок
М714 в ОСИ оснащался преобразователем силы ТПА-25
(большой диапазон) и ТПА-6 (малый диапазон).
Контроль давления в поршневой группе производился с
помощью преобразователей давления ЛХ-412/80 и ДДВ-100А,
настройка давления осуществлялась по грузопоршневому
манометру. Ожидаемые значения тяги двигателя, заданные
техническим заданием, и режимы работы СИБ приведены в табл. 8.1.
Эксперименты проводились на горизонтальном стенде.
Обработка результатов натурных испытаний выполнялась по зависимостям,

224
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Таблица 8.1. Ожидаемые значения тяги и режимы работы СИБ
Индекс
эксперимента (средняя
объемная
температура РДТТ)
Р-13,Р-29(+50°С)
Р-ЗО (+20 °С)
Р-10, Р-12 (-50 °С)

Максимальное
значение
тяги, кН
138,00
127,00
105,00
Давление
в СИБ,
МПа
6,00
5,25
4,5
Усилие

разгрузки, кН
106,00
93,0
79,5
Ожидаемое
значение силы на ПИП
«малого» диапазона
СИБ,кН
32,00
34,00
25,00
представленным в гл. 7. Фактическое значение тяги двигателя,
регистрируемое с помощью СИБ К-1-883, определялось по формуле
(0 - Рх изм СИБ (0 + Qp>
или
(8.1)
Значения расчетов пустотных удельных импульсов по
результатам экспериментов сведены в табл. 8.2. В строке СИБ (ЛХ-415 +
ДДВ-100А) указаны осредненные значения удельного импульса,
полученные по формуле неравноточных измерений:
1
1
'у.пЛХ 72
6/,
'у.пДДВ
у.пЛХ
'у.п ДДВ
К
1 -+^1
(8.2)
у.пЛХ
УупДЦВ
где / лх, 8. , /упддв' 8 г — значения удельного им-
J' 'у.пЛХ J' ^^ 'у.пДДВ
пульса и погрешности его определения по данным
преобразователей давления в полости СИБ по ЛХ-415 и ДДВ-100А
соответственно.
При осреднении относительные погрешности были приняты
равными относительным погрешностям измерения осевой тяги,
что по предварительным оценкам вполне допустимо.
Проверка на анормальность значения удельного импульса,
полученного по ТПА-25 в опыте Р-ЗО (см. табл. 8.2), проводилась
следующим образом. Среднее значение удельного импульса по

8. i. Тягово-импулъсные характеристики РДТТ
225
Таблица 8.2. Значения пустотных удельных импульсов
Преобразователь
Штатная схема с ТПА-25
Новая с СИБ
(контроль ЛХ-415)
Новая с СИБ
(контроль ДЦВ-100А)
Среднее значение по СИБ
(ЛХ-415 +ДДВ-100А)
Осредненные значения удельного
пустотного импульса, м/с
Индекс эксперимента
Р-10
2755
2733
2764
2757
Р-12
2786
2776
2790
2787
Р-30
2684
2766
2783
2779
Р-29
2746
2773
2776
2775
Р-13
2701
2713
2720
2718
Примечание. Эксперименты Р-10, Р-12, Р-30, Р-29 проведились с не-
функционирующим ОУ, эксперименты Р-13 — с функционирующим ОУ.
группе экспериментов (без ОУ) составляет /у п = 2 743 м/с,
выборочное среднее квадратичное отклонение G/ = 42 м/с, отношение
щ =_У£ У£_ = J4. Среднее значение удельного импульса по СИБ
О/
/vnJlx = 2774 м/с, с, =13 м/с, разность средних значений
У' 1у.п ЛХ
д/ =/ -/ =31 м/с. Следовательно, выборочное среднее
У' 'у.п ЛХ У'
квадратичное отклонение разности средних значений для п = 4
составляет
= 22 м/с.
Поскольку А/ п < ис, даже при доверительной вероятности
Р = 0,8 (по распределению Стьюдента — Фишера), то разность
средних значений следует признать несущественной, т. е.
полученные результаты следует считать достоверными.
Обработка результатов испытаний показывает, что
погрешность определения осевой тяги в рассмотренной группе ОСИ с
применением стендовой системы разгрузки не превысила:
• при контроле давления разгрузки в СИБ с помощью
преобразователей ЛХ-415 — значения 0,7...0,8 %;

226 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
• при контроле давления разгрузки в СИБ преобразователем
ДДВ-100А — значения 0,4.. .0,5 %.
Таким образом, точность определения удельного импульса с
применением стендовой разгрузки даже с контролем давления в
полости СИБ штатными преобразователями оказывается выше
точности определения его по схеме с применением, например ТПА-25.
Действительно, вариация показаний составляет:
• по ТПА-25 — 102 м/с или 3,7 % от среднего значения;
• по СИБ — 30 м/с или 1,0 % от среднего значения.
В целом с данными расчета погрешностей хорошо
согласуются измерения осевой тяги рассматриваемыми средствами:
• по СИБ ЬР = 0,4 % (погрешность осредненного значения
тяги, по данным ЛХ-412 и ДДВ);
• по ТПА-25 5р = 2,2...3,0 % (соответственно приведенной
гх изм ±
погрешности 1,8 %).
В приведенной серии экспериментов с двигателем РД-2 не
преследовалась цель определения потерь тяги на
функционирование ОУ. Все эксперименты (кроме Р-13) проводились без
работающих ОУ. Основная задача в данных экспериментах
заключалась в доказательстве принципиальной возможности повышения
точности измерения тяги по методу разгрузки.
В результате анализа эксперимента Р-13 с ОУ было выявлено, что
ПИП малого диапазона регистрировал изменение осевой тяги при
отклонении сопл (РУС). Однако амплитуда этих изменений оказалась
недостаточной для достоверного определения уровня потерь тяги. Это
связано с необходимостью измерения тяги преобразователем малого
диапазона ТПА-6 при функционировании ОУ, вследствие чего
выбранный измеритель (60 кН) не соответствовал уровню тяги ДУ.
Тем не менее можно доказать, что при надлежащем выборе
диапазона измерений потери тяги можно определить с приемлемой
точностью.
Применительно к эксперименту Р-13:
£р= 107,36 кН; Рх изм СИБ = 48,3 кН; РХИЗМ = 155,66 кН;
Рп = 178,96 кН; Рх изм N = 182,54 кН; 8^ = 0,3 %;
6D =1,6%; 5 =0,5%; 5F =0,5%.
Рх изм СИБ Рн а
С учетом полученных данных, по формулам (7.80)-(7.82) и
(7.88) получаем следующие значения:

8.1. Тягово-импулъсные характеристики РДТТ 227
5 = 0,5 %; 5_ = 0,5 %; 8д, = 16 %; 5 = 16 %.
^х изм "п N х °
Если ставится задача измерения потерь тяги при работе ОУ в
ущерб точности одновременного измерения тяги (используется
только ТПА-250), то можно задать усилие разгрузки 146 кН.
В этом случае в качестве ПИП малого диапазона в СИБ вводится
не ТПА-6, а ТПА-1,5, поскольку ^измсиб = 9,66 кН. Для
калибровочного импульса, соответствующего 15 кН, значение
погрешности 5_ =2,0 %, при этом
Fx изм СИБ
6р =0,3%; 8р =0,3%; 5^=4,0%; б,. =4,0%.
^хизм ^nN х V0
Такая точность определения фактического уровня потерь тяги
на ОУ приемлема для практики ОСИ РДТТ.
Отметим некоторую функциональную особенность
применения стендовой системы разгрузки в целях повышения точности
измерения тяги для условий ОСИ двухрежимных РДТТ, например,
системы аварийного спасения космического корабля «Союз-ТМ»,
РД-2 и его последующих модернизаций. Для этого необходимо
правильно укомплектовать СИБ штатными ПИП силы, а именно
верхний предел измерения преобразователя «большого» диапазона
должен соответствовать максимальной тяге РДТТ на I режиме
работы, а верхний предел преобразователя силы «малого» диапазона —
тяге РДТТ на II режиме. Тогда в процессе работы РДТТ после
окончания I режима сбрасывается давление в вытеснительной
системе СИБ и обеспечивается восприятие тяги II режима на ПИП
«малого» диапазона.
При проведении экспериментального исследования стендовой
системы разгрузки в условиях ОСИ крупногабаритного РДТТ РД-4
в задачи испытания входило определение уровня потерь тяги на
ОУ, выполненных в виде специальных газовых рулей из
композитных материалов. Это потребовало применения на стенде
средств диагностики процесса разгара газовых рулей. В
эксперименте использовался СИБ типа ЭД4972.000, характеристики
которого были приведены в разд. 4.5. Ожидаемый уровень потерь тяги
при функционировании газовых рулей приведен далее:
Угол поворота газовых рулей,
угл. град 0 5 10 15 20 25
Потеря тяги, % 0,44 0,52 0,69 1,04 1,54 2,16

228
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Анализ приведенных данных еще раз подтверждает ранее
сделанное заключение, что измерить изменение тяги в процессе ОСИ
штатными стендовыми средствами невозможно, так как их
погрешность приблизительно в 2 раза превышает контролируемое
отклонение.
Подготовленный к эксперименту СИБ был укомплектован
отобранными и прошедшими метрологическую аттестацию ПИП
(табл. 8.3).
Таблица 8.3. Характеристики преобразователей в СИБ
Параметр
Осевая тяга РДТТ
Разность между тягой
двигателя и усилием
разгрузки СИБ (ПИП
«малого» диапазона)
Давление масла в
поршневой группе
СИБ
Тип
штатного
ПИП
ТПА-100
Mi
м2
ТПА-100
Mi
м2
ЛХ-412/150№1
ЛХ-412/150№2
ЛХ-412/150№3
ДЦВ-200
Регистратор
«Трал»
РТС
«Трал»
РТС
9SO
«Трал»
»
»
9SO
Основная
погрешность
ПИП, %
0,51
0,54
0,19
0,35
0,34
0,15
0,31
0,38
Исходя из расчетного характера изменения тяги, значение
усилия разгрузки на СИБ устанавливалось 850 кН, рабочее
давление в поршневой группе и вытеснительной системе — 10,6 МПа.
Расчетное значение осевой тяги составляло 1150 кН, а полное
время работы РДТТ — около 61с. Температура окружающей среды
на момент пуска была +9 °С. За 60 с до запуска двигателя была
включена в заданных режимах стендовая система разгрузки.
Общий вид СИБ на стенде перед ОСИ представлен на рис. 8.1.
Обработка результатов эксперимента была сделана по ранее
приведенным зависимостям. Значение тяги, измеренное СИБ
(ЭД4972.000), рассчитывалось по следующей формуле:
(8.3)

8.1. Тягово-импулъсные характеристики РДТТ
229
Рис. 8.1. Общий вид СИБ перед огневым испытанием САС
космического корабля «Союз-ТМ»
На участке безотрывного истечения пустотный импульс тяги
двигателя определялся с учетом особенностей функционирования
СИБ, т.е.
Т __ Тг\-Л
1 т.п - 1 т.п,
^п СИБ + 7тМп2''2 ' (8-4)
где 1^и — пустотный импульс тяги двигателя, определенный по
ТПА-100 от момента t\ начала безотрывного истечения до момента
tM — подключения ПИП «малого» диапазона (ТПА-25); /тмпсиб ~
пустотный импульс тяги двигателя, определенный по СИБ от
момента начала (tM) функционирования в СИБ ПИП «малого»
диапазона (ТПА-25) до момента tK — подключения ПИП «большого»
диапазона; 1*ткп*"'2 — пустотный импульс тяги двигателя,
определенный по ПИП «большого» диапазона (ТПА-100) от момента tK
до момента времени окончания безотрывного истечения гг.
Удельный пустотный импульс двигателя рассчитывался по
формуле '
(М3+АМ)(1-А\|/1-А\|/2)
(8.5)

230
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
где М3 — масса заряда испытуемого РДТТ; AM — масса
материалов конструкции двигателя, унесенная за время работы; А\|/ь A\\f2 —
относительная масса топлива, сгоревшая на участках выхода на
режим и спада.
Таблица 8.4. Результаты ОСИ маршевого РДТТ
с применением стендовой системы разгрузки
Параметр
работы
Полное время работы
двигателя, с
Начало безотрывного
истечения, с
Окончание
безотрывного истечения, с
Начало
функционирования СИБ (по
ТПА-25), с
Окончание
функционирования СИБ (по
ТПА-25), с
Давление в запоршне-
вом объеме СИБ, МПа
Усилие разгрузки СИБ,
кН
Максимальная
пустотная тяга двигателя, кН
Пустотный импульс
тяги двигателя, кН • с
Пустотный удельный
импульс двигателя, м/с
Нормализованный
удельный импульс
тяги двигателя, м/с

Обозначение
h
tM
К
РпСИБ
6р
■* п max
/т.„
*у.п
ly.nN
Система разгрузки с СИБ
ТПА-25+
ЛХ412/150
-
-
-
5,063
58,168
10,440
847,300
1161,200
63 677,600
2633,400
2650,300
ТПА-25+
ДЦВ-200Д
-
-
-
5,075
58,167
10,450
851,500
1164,300
63 823,900
2639,100
2651,100
Схема с
ТПА-100
60,783
0,228
59,403
-
-
-
-
1144,500
62767,600
2596,200
2613,100
Определение потерь тяги при функционировании газовых
рулей по экспериментальным данным проводилось по зависимости
(7.20). Основные результаты ОСИ приведены в табл. 8.4,
диаграмма изменения тяги РДТТ и значения параметров динамической
разгрузки (по давлению в СИБ) — на рис. 8.2.

8.1. Тягово-импулъсные характеристики РДТТ
231
рп, МПа Рхизм, кН
14
12
10
8
6
1000
800
600
400
200
0
Г г
1
^—^
/
1
^ ^
\
3
ЛизмТПА-100
—■■—^
РпСИБ \
— у>
\
^сизмСИБ \
15
30
45
'к /, с
Рис. 8.2. Диаграммы изменения тяги РДТТ и значения
параметров динамической разгрузки:
1 Рх изм ТПА-100» 2 рп СИБ» 3 Рх изм СИБ
Анализ результатов испытаний табл. 8.4 и рис. 8.2 позволяет
заключить, что стендовая система динамической разгрузки,
включающая СИБ ЭД4972.000 с неуплотненным поршнем, обеспечила
хорошее демпфирование колебаний в силопередающей цепи
стапельной оснатки в период выхода на режим, постоянство усилия
разгрузки в процессе работы, измерение тяги двигателя и ее
изменение на участках функционирования ОУ.
Принципиально важным моментом является дополнительное
доказательство возможности поддержания устойчивого и
постоянного значения давления в СИБ (см. рис. 8.2) с неуплотненным
поршнем в процессе всего времени эксперимента. Судя по
опытным данным, в процессе работы СИБ однозначно обеспечивалось
жидкостное трение в поршневой группе.
Используя показания СИБ по зависимости (7.20), были
рассчитаны текущие потери тяги двигателя АРХ п(0 в диапазоне
времени 5... 13 с (рис. 8.3).
Потери тяги на 9 с составили около 7,5 кН при угле поворота
25°, т. е. уменьшились примерно на 5 кН при тех же углах
поворота по сравнению с потерями в начале работы двигателя (t ~ 5,5 с).
Анализ и обработка рентгенограмм, снимаемых с газовых
рулей в процессе работы в данном эксперименте, позволил
заключить, что к этому моменту газовые рули из стеклопластика с
нормированным уносом выгорели примерно на 50 % и имели к 9 с
эффективную площадь около 70 % от первоначальной. Именно

232
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
МПа
135 —-
130
125
0
52
5, град
25F
5,9
5,8
5,7
Рис. 8.3. Изменение значений потерь осевой составляющей
тяги и угла поворота газовых рулей во времени:
&PXIl{f) — абсолютное значение потерь пустотной тяги; 5(0 —
углы поворота газовых рулей
этим объясняется уменьшение уровня относительных потерь тяги,
значения которых составили 0,062 %/угл. град, что можно считать
допустимым.
Аналогичная обработка
результатов эксперимента позволила
определить уровень потерь тяги
на 54 с, когда газовые рули имели
около 33,4 % начальной
эффективной площади. Значение
относительных потерь составило 0,0296 %/угл.
град, расчетное значение —
0,0287 %/угл. град.
На рис. 8.4 представлены
фрагменты вторичной обработки
экспериментальных данных,
полученных с помощью СИБ для
определения потерь в конце
работы двигателя.
Оценим фактическую точность
измерения осевой тяги двигателя с
помощью стендовой системы
разгрузки. Используя результаты
ранее проведенного анализа и данные
табл. 8.4, по формуле (7.80)
получаем:
—.
V
хизм
Рк
1
СИЕ
•
сх
1
Q
<
1
0
X
ч
54
56
58 /, с
0
52
-25
58
t, с
Рис. 8.4; Фрагменты вторичной
обработки результатов
эксперимента

8.2. Экспериментальная отработка методов 233
• при измерении давления в СИБ преобразователем ДДВ-
200А погрешность определения тяги двигателя с помощью СИБ
ЬР = 0,7 %;
гх изм
• при измерении давления в СИБ тремя ПИП ЛХ-412/150
погрешность ЬР = 0,8 %.
1 X ИЗМ
Существует возможность значительного повышения
точности измерения осевой тяги РДТТ с применением указанной
стендовой системы при переходе к контролю давления перед
поршнем СИБ с помощью образцового грузопоршневого манометра,
например МТ-60 с классом точности 0,05. Это можно
реализовать, поскольку, как показали эксперименты, давление перед
поршнем за время функционирования СИБ на стенде
практически не изменяется. Установлено так же, что погрешность
измерения осевой тяги с помощью СИБ, в котором давление
контролируется образцовым ГПМ составляет ЬР = 0,32 %, т. е. в более
чем 5 раз меньше погрешности измерения тяги традиционным
способом.
8.2. Экспериментальная отработка методов
и средств определения управляющих
и возмущающих сил при ОСИ РДТТ
8.2.1. Анализ взаимовлияния измерительных звеньев
и чувствительности испытательной оснастки
в динамических условиях
На стендовой оснастке, предназначенной для измерения
составляющих пространственной системы сил, которая возникает при
работе РДТТ с функционирующими ОУ, измерительные звенья должны
быть смонтированы таким образом, чтобы сила, прикладываемая
вдоль линии действия измерительного элемента, не вызвала реакций
в других элементах. Это условие необходимо строго соблюдать, так
как в противном случае необходимо вводить поправки на
взаимодействие измерительных элементов. Поскольку аналитическое
определение указанных поправок затруднено в силу ряда однозначно-
неопределенных факторов, при проектировании оснастки
взаимовлияния элементов должно быть сведено к возможному минимуму.

234 в. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Другим не менее важным вопросом, определяющим точность и
достоверность получаемой информации, является чувствительность
выбранной схемы к действию определяемых сил. Объективную
оценку отмеченных качеств оснастки можно сделать лишь на
основе экспериментально проведенных исследований. Для этих целей
был спроектирован и изготовлен модельный вертикальный стенд,
включающий основные узлы натурного стенда, выполненные в
масштабе 1:5. Была также спроектирована оснастка по схеме,
приведенной на рис. 4.23, б, моделирующая натурную в масштабе 1:5.
Измерительные звенья состояли из следующих элементов.
В направлении действия осевой тяги — вибрационно-частотный
преобразователь СВ-1000 и тензорезисторный измерительный
преобразователь ТПА-1,5; в направлении действия боковых сил —
тензорезисторный преобразователь ТПА-0,8.
Исследования на модельном стенде предшествовали
разработке натурной оснастки и включали в себя:
• проверку взаимовлияния элементов оснастки,
моделирующей натурную при статическом нагружении эталонными
нагрузками;
• проверку чувствительности оснастки к действию боковых
сил при ОСИ модельных двигателей.
При определении взаимовлияния измерительных элементов
осевая тяга изменялась от 0 до 8 кН, боковая сила — от 0 до 2 кН,
креновый момент — от 0 до 150 Н • м.
По результатам статических испытаний устанавливались
следующие характеристики:
• влияние осевой тяги Рх на изменение боковой силы;
• влияние осевой тяги и момента крена Мкр на измерение
боковой силы;
• влияние осевой тяги и боковой силы на величину Мкр;
• взаимное влияние развиваемых в направлениях осей z и у
усилий Pz и Ру.
Испытания показали, что погрешности определения боковых сил
за счет влияния Рх и М^, а также погрешности взаимовлияния
боковых сил не превышали 1,5 % прикладываемой эталонной нагрузки в
боковом направлении. Погрешность определения Mw оказалась
значительно выше ожидаемой (доходила до 3 %). Последнее можно
объяснить наличием сил трения в местах сопряжений звеньев оснастки,
что было учтено при проектировании реальной конструкции.

8.2. Экспериментальная отработка методов
235
Проверка чувствительности стенда к действию боковых сил в
динамических условиях, максимально приближенных к реальным,
проводилась при огневых пусках модельного РДТТ с тягой до 9 кН
и временем работы 3 с.
При ОСИ задавался следующий характер изменения
управляющей силы:
• фиксированный по величине и направлению в течение
работы двигателя (эксперименты № 2, 3,4, 5, 8);
• монотонно-убывающий по времени работы двигателя при
фиксированном направлении управляющей силы (эксперименты
№ 7, 9, 10).
Реализация вышеуказанных режимов изменения характера
управляющих сил осуществлялась путем использования различных
топлив, применения разрезных управляющих сопел с жестко
фиксированными углами поворота (6°, 9° и 12°) при постоянной
геометрии газоходного тракта (графиты), а также при фиксированных
углах поворота (6°, 9° и 12°) и использовании в качестве материала
соплового тракта материала с нормированным уносом массы
(углепластиков и стеклопластиков). Последнее позволило монотонно
уменьшать давление в камере и как следствие управляющую силу.
С целью проверки и определения возможного эксцентриситета
тяги, а также оценки правильности установки и выверки
модельного стенда было выполнено два эксперимента (№ 1 и 6) при
нулевом угле поворота ОУ. Ожидаемый характер изменения
управляющих сил для всех опытов показан на рис. 8.5.
. 1) Ду°б(экс. 6)
О
Рис. 8.5. Изменение управляющих сил во времени

236
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Анализ результатов ОСИ свидетельствует о том, что
динамические характеристики модельного стенда обеспечивают
удовлетворительную регистрацию управляющих сил. На начальных
участках работы двигателя (до х ^ 0,2 с) имеют место
высокочастотные колебания с частотой свыше 50 Гц. Характер изменения
управляющей силы, измеренной в экспериментах, соответствует
представленному на рис. 8.5.
Основные результаты стендовых испытаний приведены в
табл. 8.5.

Номер
экс-
пе-
ри-
мента
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
Таблица 8.5. Основные результаты
Угол

поворота
сопла,
утл.
град
0
6
9
12
12
0
12
12
12
12
модельных испытаний
Характеристика
2,895
3,085
3,030
2,965
2,920
2,100
2,190
2,165
2,250
2,310
Л.
МПа
4,430
4,150
4,250
4,320
4,390
5,150
4,670
4,850
4,380
4,490
кН
5,120
4,760
4,820
4,890
4,900
9,150
8,560
8,610
8,390
8,150
кН
-
0,448
0,621
0,995
0,971
-
2,370
2,320
1,640
2,260
кН/угл.
град
-
7,500
6,910
8,250
8,100
-
19,750
19,350
13,650
18,870
(*уДрХ
х102,
кН/угл.
град
-
7,640
7,050
8,250
8,000
-
19,800
18,800
14,700
19,800
(ЯуДасчХ
хЮ2,
кН/угл.
град
7,810
7,810
7,810
7,810
7,810
19,800
19,800
19,800
19,800
19,800
Расчетные значения Ry были получены для начальной геометрии
сопла. Полученные экспериментальные значения градиента
управляющей силы РУС (Ryg) приведены к давлениям в камере сгорания
4,32 МПа (эксперименты 1-5) и 4,70 МПа (эксперименты 6-10).
8.2.2. Влияние дестабилизирующих факторов на результаты
определения управляющих и возмущающих сил
В соответствии с рекомендациями, полученными при
проведении статических и динамических испытаний модельной
оснастки вертикального стенда, была разработана натурная оснастка,
предназначенная для проведения ОСИ натурных РДТТ. Нижний из-

8.2. Экспериментальная отработка методов 237
мерительный пояс был выполнен в соответствии с конструктивной
схемой, изображенной на рис. 4.23, а. Верхний измерительный
пояс был изготовлен по схеме, приведенной на рис. 4.24. Указанная
оснастка была дополнена эжекторной установкой (см. рис. 4.24),
предназначенной для имитации высотных условий. Последняя
включает обечайку и диффузорную установку, состоящую из
охлаждаемой и неохлаждаемой частей. Обечайка представляет собой
вакуум-камеру, в которой расположен силовой блок с элементами
привода. К нижнему фланцу обечайки пристыковывается диффу-
зорная установка. В верхней части между обечайкой и двигателем
имеется проток, закрываемый гибкой диафрагмой. Для
обеспечения доступа к элементам соплового блока и вывода кабелей
измерительных линий обечайка имеет четыре люка с крышками. Для
измерения давления в районе соплового блока обечайка имеет
резьбовые отверстия под первичные измерительные
преобразователи.
Степень влияния различных дестабилизирующих факторов на
результаты определения управляющих и возмущающих сил можно
определить при проведении методических работ с габаритно-
весовым макетом натурного РДТТ, которые включают в себя:
• оценку влияния сил трения в элементах нижнего
измерительного пояса на величину измеряемой боковой силы и кренового
момента;
• оценку влияния перераспределения нагрузки на
преобразователи нижнего измерительного пояса на величину боковой силы
и кренового момента;
• оценку разрешающей способности системы в отношении
определения кренового момента.
Оценку влияния сил трения на величину измеренной боковой
силы и кренового момента можно проводить с помощью
определения фактических сил трения по местам сопряжений
кронштейнов и опорных поверхностей датчиков, которые обусловлены:
1) непосредственным контактом опорных поверхностей
измерительного преобразователя силы и кронштейна;
2) передачей нагрузки от кронштейна на преобразователь с
помощью шарикового сепаратора.
Поскольку первый вариант целесообразно использовать при
наличии зазора между преобразователем и кронштейном, опыты по
определению силы трения следует проводить при следующих условиях:

238 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
• резиновая диафрагма, герметизирующая силы двигателя с
обечайкой, не устанавливается;
• между опорными поверхностями преобразователей и
кронштейна устанавливается начальный зазор 0,2 мм и при этом
опорные поверхности не смазываются (имитация полной выдавливае-
мости смазки);
• перед приложением боковой силы один из измерительных
преобразователей, воспринимающих нагрузку, например, при
приложении нагрузки в направлении оси z (параметр P\z, см. рис. 7.3),
отводится от опорной поверхности кронштейна, что дает
возможность передать нагрузку на три преобразователя (самый
неблагоприятный случай);
• боковое усилие прикладывается к двигателю через тариро-
вочную раму с помощью градуировочного приспособления.
В результате проведения экспериментов по описанной
методике установлено, что при приложении силы в 1,83 кН сила
сопротивления перемещению в направлении этой силы составляет 68 Н,
что соответствует условному коэффициенту трения / = 0,04
(приведены средние значения из группы опытов). Уменьшение
коэффициента трения по сравнению с расчетным (/*= 0,1) связано с тем,
что при расчете не учитывалась податливость опор P_iy и Р2у в
боковом направлении. Поэтому этот коэффициент и называется
условным коэффициентом трения. Момент трения относительно оси х в
этих экспериментах в среднем составил Мтр = -7^ —= 5,1 Н • м,
где h = 0,150 м — расстояние между опорными поверхностями
кронштейнов.
Трение в сепараторах определяется как усилие страгивания при
приложении боковой силы в одной из плоскостей стабилизации с
поджатием преобразователей, воспринимающих нагрузку в
перпендикулярном направлении. Проведена большая серия экспериментов
при разных направлениях действующей силы и суммарных усилиях
поджатая в диапазоне 3,9...4,6 кН. Во всех экспериментах индикатор,
служащий для контроля начала перемещения, показывал смещение
при боковой силе 5... 10 Н, что хорошо согласуется с расчетным
значением силы трения 8 Н. Для сравнения отметим, что эта сила
соответствует коэффициенту трения скольжения /= 0,002.
Оценка влияния перераспределения нагрузки (на датчики
нижнего измерительного пояса) на величину боковой силы и кре-

8.2. Экспериментальная отработка методов
239
нового момента может проводиться при использовании
шариковых сепараторов, так как неравномерность нагрузки на
измерительные преобразователи чаще всего возникает при беззазорной
схеме их установки, которая целесообразна только при наличии
шариковых сепараторов. Неравномерность нагрузки на
преобразователи создавалась с помощью винтовых упоров, в которые
ввинчивались ПИП силы ТПА-0,8.
Результаты экспериментов приведены в табл. 8.6.
Таблица 8.6. Значения Мкр и боковых сил,
возникающих при неравномерной нагрузке на ПИП
Боковая сила
Ply,
Н
246
41
15
604
1102
Ply,
Н
62
60
754
447
500
P-ly,
Н
197
31
33
20
671
Р-гу,
Н
97
59
749
1068
95f
Н
109
31
13
817
675
Plv
Н
54
79
89
24
26
Р-1»
Н
84
18
46
224
241
н
66
18
61
588
429

Момент
крена
Мер,
Н-м
38,5
61
31,2
39,4
41,8
Проекции
боковой
силы на

координатные оси
14
11
-13
-37
-26
13
31
-0,5
29
31
Индексы параметров, указанные в табл. 8.6, соответствуют
схеме, приведенной на рис. 7.3.
Подсчет кренового момента проводился по формуле (7.48), а
определение проекции сил на координатные оси — по следующим
зависимостям:
Ру = (Ply + Р2у) - {Р-Ху + Р-2у)\
Проведенные испытания показали, что при создании
неравномерности нагрузки на преобразователи (такая ситуация может иметь
место, например, при неравномерном прогреве рамы нижнего
измерительного пояса) может появляться дополнительная погрешность в
определении кренового момента и боковой силы. Поскольку
значения Мкр, Ру, Pz, полученные в соответствующих экспериментах (см.
табл. 8.6), включают и погрешность измерений, данные по
дополнительной погрешности могут быть получены по результатам
статистической обработки. В результате статистической обработки большого

240
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
объема экспериментальных данных, приведенных в табл. 8.6,
получены следующие значения предельных погрешностей:
• по боковой силе у = 0,4 % диапазона измерения датчика;
• по моменту крена Ак = 17,6 Н • м.
Оценку разрешающей способности оснастки в отношении
определения момента крена производили как по данным,
приведенным выше, так и по результатам дополнительных исследований, в
которые входило:
• исследование влияния резиновой диафрагмы на величину
кренового момента при работе по беззазорной схеме;
• исследование влияния упругого сопротивления системы при
работе с зазорами между опорными поверхностями
измерительных преобразователей силы и кронштейнов.
Исследование влияния резиновой диафрагмы на величину Мкр
проводилось путем градуировки нижнего измерительного пояса по
заданному креновому моменту Мкр.зад. Результаты градуировки
приведены на рис. 8.6, где кривая 1 относится к градуировке системы
измерения без диафрагмы, кривая 2 — к градуировке при наличии
диафрагмы.
Исследование влияния упругого сопротивления системы на
величину Мкр при работе с зазорами выполнялось путем
определения зависимости угла поворота двигателя от кренового момента,
приложенного к двигателю. При этом отдельно рассматривалось
упругое сопротивление резиновой диафрагмы (кривая 7, рис. 8.6)
Мкр, Н-м
-500
кр.зад
, Нм
Рис. 8.6. Результаты градуировки нижнего измерительного пояса:
1 — градуировка без диафрагмы; 2 — градуировка с диафрагмой

8.2. Экспериментальная отработка методов
241
р, Нм
50
25
/
V
10
20
30 а-10"4, рад
О 1,64 3,28 4,92 А6, мм
Рис. 8.7. Зависимость момента по каналу крена от угла поворота
и упругое сопротивление двигателя и элементов верхнего
измерительного пояса (кривая 2, рис. 8.7).
Для удобства анализа по углу поворота двигателя подсчитаны
значения неравномерности зазоров А8, которые нанесены на том
же графике.
Из приведенных данных следует, что на величину кренового
момента оказывает влияние ряд факторов (трение, упругое
сопротивление системы скручиванию, неравномерность нагрузки на
преобразователи силы), которые наряду с погрешностью системы
измерения устанавливают общую погрешность рассмотренного
способа определения кренового момента.
На основании проведенных исследований установлено, что
для испытуемой оснастки с учетом всех составляющих
погрешности можно проводить измерение креновых моментов, значение
которых составляет не ниже 100 Нм.
8.2.3. Анализ результатов экспериментального определения
управляющих и возмущающих сил и моментов
Результаты измерений боковых сил в 11 экспериментах
подтвердили работоспособность оснастки и надежность системы
измерений. Измерения боковых сил на пяти ОСИ являются зачетными.
В этой серии экспериментов основной целью являлось определение

8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
эксцентриситета тяги (эксперименты № 1 и 2) и определение
управляющих сил, развиваемых ОУ (эксперименты № 3,4 и 5).
Испытания проводились на РДТТ Ш ступени с одним
центральным соплом —— = 5,2 , имеющим ОУ инжекционного типа —
вдув газа в закритическую часть сопла. Максимальная управляющая
сила, развиваемая ОУ, составляла 2,5 кН, осевая тяга в пустоте —
200 кН. Оснастка для этих испытаний была выполнена по схемам,
приведенным на рис. 4.24 и 4.25.
В качестве измерительных преобразователей нижнего
измерительного пояса применялись тензодатчики типа ТПА-08,
градуированные в статических условиях до 2,5 кН. Поскольку определение
эксцентриситета тяги РДТТ в случаях использования эжекторной
установки затруднено, первые два опыта проводились с
двигателями, имеющими специально спрофилированные расширяющиеся
части сопел с —— = 1,9, обеспечивающие безотрывное истечение
dKP
продуктов сгорания из сопла. В этих экспериментах измерение
боковых составляющих реакции опорной плиты стенда проводилось с
помощью тензостакана.
Перед каждым испытанием производилась механическая
градуировка системы измерения в условиях стенда путем приложения
нагрузки в каждой плоскости стабилизации к переходной форме,
закрепленной на нижнем фланце двигателя в зоне, где
располагаются окна вдува.
Контроль правильности работы системы измерения стенда
осуществлялся по результатам горячей градуировки в процессе
эксперимента (горячая градуировка) по схеме, представленной на
рис. 8.8. Усилия при градуировке прикладывались к переходной
ферме в районе окон вдува (нижняя градуировка) и к штоку
тензостакана (верхняя градуировка). Угол между осью >> (см. рис. 8.8) и
направлением градуировочного усилия, отсчитанный в сторону
отрицательного направления z, составлял:
• при нижней градуировке осн = 30°30/;
• при верхней градуировке (Хв = 14°35'.
Для измерения фактических усилий при градуировках
использовались тензорезисторные преобразователи силы типа ТДС.

8.2. Экспериментальная отработка методов
243
Рис. 8.8. Схема горячей градуировки:
1 — рулевая машинка; 2 — блок пружин; 3 — тензорезисторный
преобразователь ТДС; 4 — РДТТ
Огневые пуски (№ 3, 4 и 5) проводились на двигателе с
полноразмерным соплом при имитации высотных условий с помощью
газодинамического эжектора. В связи с изменившейся целью и по
результатам экспериментов № 1 и 2 методика последующих
испытаний несколько упрощалась. В частности:
• не включались тензометры верхнего измерительного пояса
(в этих опытах требовалось определять силу, приведенную к окнам
вдува);
• не производилась механическая градуировка системы
измерений в условиях стенда (ввиду того, что данные градуировки не внесли
существенных уточнений в результаты экспериментов № 1 и 2);
• не включалась верхняя градуировка;
• в эксперименте № 4 нижняя градуировка была направлена
под углом осн = 0, в эксперименте № 5 использовались две
градуировки: осн = 0 и Он = 90° (см. рис. 8.8).
Особенностью проведенных экспериментов № 1 и 2 является
наличие начального зазора (около 0,2 мм) между опорными по-

8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
верхностями преобразователей нижнего измерительного пояса и
кронштейнов. Учитывая, что среди других факторов существенное
влияние на результаты измерений в этом случае может оказать
стабилизирующий момент двигателя (маятниковый эффект),
обработка производилась при переменных по времени значениях гра-
дуировочных коэффициентов \|/ и Мнач (см. рис. 7.5)
P~P (8.6)
(8.7)
Формулы (8.6) и (8.7) получены в результате рассмотрения
условий равновесия отклоненного двигателя для начального и
текущего момента времени.
Момент сил на тензостакане определялся по формуле
m(F) = гаст (F) + Am + sign(v)MTp,
где Am = M (Рдат) [\|/(0 - \|/0 ] 4- Мнач (/) - Мнач 0; sign (v) = + 1 — при
возрастании нагрузки на ПИП; sign (v) = -1 — при убывании
нагрузки; sign (v) = 0 — в экстремальных точках.
Момент силы, приложенный к тензостакану, вычисляется по
формуле
где аи с — коэффициенты градуировочной зависимости тензоста-
кана, полученные в результате обработки данных градуировки его
в условиях стенда; Ъ — коэффициент, учитывающий зависимость
показаний тензостакана от осевой тяги (определяется по
результатам специальной градуировки до опыта); h — ордината на
осциллографе с записью показаний тензостакана.
Усилие горячей градуировки в районе нижнего измерительного
пояса в экспериментах № 1 и 2 воспринималось системой
измерения стенда как управляющая сила. Усилие градуировки в районе
верхнего измерительного пояса воспринималось только тензостака-
ном.
Особенность обработки экспериментальных данных при
наличии градуировочных уровней, задаваемых устройством градуиров-

8.2. Экспериментальная отработка методов 245
ки верхнего измерительного пояса, заключается в том, что для
интервалов времени включения горячей градуировки тензостакана
фактические значения моментов на тензостакане m(F) заменяются
на их значения ra*(F), полученные путем линейной интерполяции
по точкам, лежащим внутри интервала включения градуировки.
Обработка опытных данных с целью определения
эксцентриситета тяги и управляющей силы (в данном случае это усилие
градуировки) производилась в моменты включения верхней градуировки в
соответствии с рассмотренной ранее методикой. Боковая сила,
приведенная к месту расположения шаровой опоры, записанная тензо-
стаканом, определяется по следующим зависимостям:
_my(F)-m*y(F)h] _mz{F)-mz(F) hx
У I /*2 Z I /*2
г = л]у2 + 12; cos (я, у) = ^; sin(Cy) = -,
\ / г \ / г
где h\nh2 — расстояние от опорной поверхности преобразователя
ТПА, служащего для измерения осевой тяги, до середины
хомутика устройства градуировки и до шаровой опоры соответственно.
Циклограмма задействования устройств горячей градуировки в
экспериментах № 1 и 2 показана на рис. 8.9.
По результатам обработки информации системы измерений,
записанной в ходе экспериментов, можно сделать следующие
выводы. За все время работы двигателя система измерений
регистрирует наличие боковых сил. В момент включения устройства
нижней градуировки уровень боковых сил изменяется соответственно
усилию градуировки. При приложении градуировочного усилия к
п
6,5 9,5
п
22,
л
5 25,i
а
38
п
,5 41
,5 t, с
П .
10 13 16,5 20 29 30 32,5 40 45 48,5 Г, с
б
Рис. 8.9. Циклограмма включения устройства верхней (а) и нижней (б)
горячей градуировки

246
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
штоку тензостакана, как это и ожидалось, ПИП нижнего
измерительного пояса не отмечают изменения боковой силы.
В табл. 8.7 и 8.8 приведены значения градуировочных
коэффициентов, определенные по результатам градуировок системы
измерения в условиях стенда.
Таблица 8.7. Значения градуировочных коэффициентов
в нижнем измерительном поясе
Ось
приложения
усилия
-У
+Z
-Z
Эксперимент № 1
Мнач0,Нм
Эксперимент № 2
Мнач0,Н-м
Vo
Нижний измерительный пояс
-35,792
115,224
71,987
1,0047
0,9542
1,0224
-0,602
82,838
38,832
56,571
1,0235
0,9562
1,0051
0,9865
Таблица 8.8. Значения градуировочных коэффициентов в тензостакане
Ось
приложения
усилия
Z
У
Эксперимент № 1
а, мм/Н
0,00545
Ь, мм/Н
0,00009
с, мм
0,00
Эксперимент № 2
а, мм/Н
0,00671
0,0178
Ь, мм/Н
0,00
0,00
с, мм
0,2
1,2
В табл. 8.9 даны значения градуировочных усилий Рг и
измеренные тензостаканом усилия, полученные для одного и того же
момента времени.
Таблица 8.9. Значения усилия горячей градуировки
верхнего измерительного пояса
Номер

градуировки
Первая
Вторая
Третья
Первая
Вторая
Третья
t, с
8,0
24,0
40,0
8,0
24,0
40,0
Градуиро-
вочное
усилие Рг, Н
Fy,H
FZ,H
F,H
Эксперимент № 1
496
496
496
-
-
-
530
496
507
-
-
-
Эксперимент № 2
326
323
325
95
80
79
304
287
284
318
298
294

Подсчитанное
-
-
-
17О2Г
15°34'
15ОЗУ

Фактическое
14°35'
14°35'
14°35'
14°35'
14°35'
14°35'

8.2. Экспериментальная отработка методов
247
Как следует из табл. 8.9, отклонения измеренных тензостака-
ном усилий от задаваемых при градуировках достигает 31...34 Н,
что свидетельствует о том, что погрешность тензостакана
оказалась значительно выше расчетной (3 %). Кроме того, это
подтверждают и предложения о повышенной погрешности измерения
боковых сил с помощью тензостакана, сделанные нами ранее.
В табл. 8.10 приведены результаты определения усилия
градуировки, определенные в соответствии с рассмотренной выше
методикой. Из таблицы следует, что результаты определения
усилий градуировки хорошо согласуются с их фактическими
значениями. Исключение составляют следующие результаты
экспериментов:
• повышенное расхождение между фактическим и
определенным Он при третьей градуировке в эксперименте № 1
(допустимое расхождение за счет погрешности определения усилий 3°);
• существенное отличие усилия при третьей градуировке в
эксперименте № 2 от фактического значения (допустимое
расхождение 90 Н);
• повышенная погрешность определения точки приложения
управляющей силы в эксперименте № 2 (допустимое расхождение
20 мм).
Таблица 8.10. Результаты определения усилий при градуировке
Номер


дуировки
Первая
Вторая
Третья
Первая
Вторая
Третья
г, с
14,0
30,0
46,0
14,0
30,0
46,0
Градуи-
ровочное
усилие
РГ,Н
1506
1452
1342
903,5
796
644
Проекции на

координатные оси
Эк
-785
-767
-586
Эк
-442
-406
-372
Ryz, H
сперим
-1312
-1255
-1186
хперим
-738
-672
-696
Я,,
Н
ент№ 1
1530
1471
1326
ент №2
860
785
789
Он
Расчетное
30°54'
31°6'
26°16/
30° 55'
31°8'
28°6'

Фактическое
30°30'
ЗО°ЗО'
30°30'
30° 30'
30°30'
ЗО°ЗО'
*упр

Расчетное
-
4,323
4,289
Примечание. В связи с тем, что измерительный мост по оси у
тензостакана в эксперименте № 1 был неисправен, расчет значений Ру (в этом
эксперименте) выполнялся по результатам измерений реакций только в
районе нижнего измерительного пояса.

248 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
В результате анализа условий проведения экспериментов № 1
и 2 были установлены причины отмеченных расхождений,
которые заключались в следующем:
• повышенная сила трения между опорными поверхностями
кронштейнов и преобразователей P\z и Р_и в эксперименте № 1,
уменьшившая составляющую по оси;; на 120 Н, поскольку в этом
эксперименте к концу работы двигателя вследствие
температурного расширения упоров эти преобразователи были дополнительно
нагружены суммарной нагрузкой 3,72 кН (эксперимент
проводился без шариковых сепараторов). По результатам эксперимента № 1
была разработана защита упоров от возможного нагрева;
• разрушение экрана, установленного для защиты сопловой
крышки от нагрева, наступившего во время включения
градуировки в эксперименте № 1, что привело к большим возмущениям и
внесло неопределенность в определение «динамического уровня».
Недостаток устранен изменением конструкции экрана;
• повышенная погрешность тензостакана, что привело к
значительной погрешности в определении точки приложения
управляющих сил. В рассматриваемых опытах погрешность
тензостакана составляла 8...10 %.
Анализ результатов записи изменения бокового усилия с
помощью тензостакана подтвердил еще один недостаток, связанный
с неопределенностью нулевого уровня за счет возможного
смещения места контакта шара и опоры тензостакана. По результатам
эксперимента № 2 удалось оценить фактическое положение
нулевого уровня. Однако результаты показали также
неперспективность использования этой схемы верхнего измерительного узла и
предоставили исходные данные для разработки нового верхнего
узла оснастки с гибкой верхней связью и преобразователями
усилий. Тем не менее система измерения боковых сил в
экспериментах № 1 и 2 работала удовлетворительно и позволила получить
фактические данные об уровне возмущающих сил, возникающих
при работе одного из натурных РДТТ.
На рис. 8.10 приведены результаты экспериментов по
определению управляющих моментов в двух плоскостях стабилизации в
процессе ОСИ РДТТ Ш ступени с использованием МКОГС
(эксперимент № 5). Сравнение с программой задействования блоков
вдува и устройств горячей градуировки показывает, что система
измерений стенда в процессе ОСИ функционировала нормально.

8.2. Экспериментальная отработка методов
249
МУ(Р), кНм
\
2
0
-4
-4
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50
Рис. 8.10. Динамика изменения управляющих моментов
На рис. 8.11 показано изменение во времени приведенного
эксцентриситета тяги РДТТIII ступени епр и его составляющих гпру
и 8npz по координатным осям в эксперименте № 1 при
использовании МКОГС. Здесь же представлены кривые изменения по
времени линейного (8, 8^, 8Z) и углового смещения фь Р^, Pz) вектора
тяги в эксперименте № 2. Сравнение максимальных значений епр,
полученных в данных экспериментах, с максимальными
предельными расчетными значениями, показывает, что последние
завышены в 1,6 и 2,5 раза соответственно для экспериментов № 1 и 2.
Эксперименты № 3, 4, 5 проводились с целью определения
фактических значений управляющих сил, развиваемых ОУ. Включение
блоков вдува и градуировок в процессе экспериментов
осуществлялось в один момент времени. Циклограммы задействования рулевого
привода блока вдува и устройств горячей градуировки представлены
на рис. 8.12 и 8.13. В рассматриваемых экспериментах запись
преобразователей боковых сил дублировалась осциллографами. Из анализа
осциллограмм следует, что запись усилий характеризуется
наложенными колебаниями, имеющими в начале процесса частоты 19...23 Гц
(основная) и 33...36 Гц (дополнительная). По мере выгорания заряда
значение частоты колебаний увеличивается и становится равной по
основной частоте 30...33 Гц. Расчетное значение частоты основной

250
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
епр, мм
U с
^—
--
к
^*
'
—
^
N
-—- ■
*——
Г, с
Р-103, рад
1
О
-1
-2
О 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50
в
Рис. 8.11. Изменение составляющих эксцентриситета тяги по времени:
а — приведенного; б — линейного; в — углового
гармоники /=23 Гц, что несколько выше фактически полученного в
эксперименте. При расчете использовались соответствующие
значения жесткостей верхнего и нижнего измерительного поясов,
определенные при макетировании:
сх = 13,2 • 106 Н/м; с2 = 26,5 • 106 Н/м.
Однако характер изменения частоты во времени соответствует
расчетному, что подтверждает возможность принятого способа
оценки частотных характеристик стенда и допустимость рассмотренной
выше физической модели для исследования движения системы.
В начале (при выходе на режим) и в конце работы двигателя
(после спада давления) наблюдаются колебания большой
амплитуды, которые быстро затухают (логарифмический декремент
-0,32). В процессе работы двигателя наблюдаются колебания с
амплитудой 20...40 Н, практически не зависящие от приложенной
боковой силы.

8.2. Экспериментальная отработка методов
251
JL
П
-10-7 0 10 20 23 30 40 46 49 60 63 Г, с
а
П
П .
4 9 20 30 35 50 60 /, с
п б п . .
0! 13 18 30 39 44 50 60 /, с
в
Рис. 8.12. Циклограммы проведения ОСИ:
а — включения устройств горячей градуировки в ОСИ № 3 и 4; включения
рулевых приводов в ОСИ № 3 и 4; б — по оси у; в — по оси z
Проведенные эксперименты показали целесообразность
использования беззазорной схемы с предварительным натягом ПИП
усилий на величину не менее 25 % от максимальной ожидаемой
боковой силы, который устраняет возможность появления зазоров
при приложении боковой силы и повышает точность измерения
силы за счет использования линейного участка характеристики
МУ(Р)
MZ(P)
му(Р)
MZ(P)
ь
ГУ
Л
п
л
о
5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 /, с
г
Рис. 8.13. Циклограммы включения рулевых приводов (а, б) и
устройств горячей градуировки (в, г) в ОСИ № 5

252
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
ПИП (при таких условиях проведен эксперимент № 5). Наличие же
зазоров между опорными поверхностями ПИП и кронштейнов
(эксперименты № 3 и 4) значительно ухудшает «поведение»
динамического нуля, что приводит к дополнительным погрешностям в
определении управляющих сил.
В табл. 8.11 приведены данные обработки результатов
испытаний для отдельных моментов времени при включении блоков
вдува газа в расширяющуюся часть сопла и горячей градуировки.
Таблица 8.11. Результаты определения управляющих сил
в экспериментах № 3,4 и 5
Наименование
Включение горячей
градуировки
Включение блока
вдува в направлении оси z
Включение блока
вдува в направлении оси у
Включение горячей
градуировки
Включение блока
вдува в направлении
оси-у
Включение блока
вдува в направлении
оси-z
Включение горячей
градуировки
Включение блока
вдува в направлении
оси у
Включение блока
вдува в направлении оси z
Г, с
Результаты определения
Ryy, H
Ryz, H
Эксперимент № 3
21,0
48,0
7,0
16,0
41,5
-1228
-1080
0
1238
1276
-2076
-2089
1252
0
0
Эксперимент № 4
21,5
47,5
7,5
14,0
40,0
0
0
-1264
0
0
-1842
-1852
0
-1368
-1894
Эксперимент № 5
13,0
33,5
46,0
5,5
7,5
17,0
20,0
37,5
41,0
26,0
28,0
1566
0
1563
1159
764
714
1220
1303
787
0
0
-1453
0
0
-230
-1211
/?у, Н
2412
2352
1252
1238
1276
1842
1852
1264
1368
1894
1566
1453
1563
1159
764
714
1220
1303
787
1230
1211
Ожидаемые
значения /?у, Н
2434
2414
1055
1088
1099
1856
1841
1048
1072
1650
1568
1493
1576
1116
683
668
1111
1228
753
1215
1210

8.2. Экспериментальная отработка методов 253
В табл. 8.11 в графе «ожидаемые значения Ry» приведены
результаты непосредственного измерения градуировочных усилий
для моментов включения горячей градуировки и результаты
расчета по методике организации — разработчика РДТТ.
Расчет значений ожидаемых сил в эксперименте № 5
проводился по методике, уточненной по результатам предыдущих работ.
Направление ожидаемых усилий соответствует полученным в
результате обработки данных системы измерений. В эксперименте
№ 3 усилие градуировки прикладывалось при осн = ЗО°ЗО',
фактически получено 0Сн = 30°36/ (t = 21,0 с), осн = 27° 19' (г = 48,0 с).
При детальном рассмотрении результатов опыта были
отмечены наложенные колебания небольшой амплитуды (на
установившихся участках около 20 Н), но и малой частоты. Указанная
помеха является следствием механической связи двигателя с
эжектором. Действительно, при возмущениях, связанных с началом или
изменением режима работы двигателя, сама эжекторная установка
испытывает колебания, которые через резиновую диафрагму
воспринимаются системой измерения стенда как дополнительные
возмущения.
Данные, полученные при ОСИ, подтвердили
работоспособность не только системы измерения стенда, но и органов
управления РДТТ, а также позволили внести необходимые уточнения в
методику расчета управляющих сил [1, 5], которая, следует
заметить, по существу является полуэмпирической.
8.2.4. Экспериментальные исследования управляющих
и возмущающих сил при ОСИ натурного РДТТ
с имитацией высотных условий
С использованием многокомпонентной оснастки с
гидростатическими опорами (МКОГО) были проведены ОСИ ракетного
двигателя Ш ступени. Двигатель с тягой в пустоте 200 кН имел
сопло с геометрической степенью расширения /а = 49, оснащенное
ОУ инжекционного типа.
Проведению ОСИ предшествовал большой объем монтажных
и отладочных работ, среди которых особое внимание было
уделено агрегатным испытаниям гидростатических опор, поскольку их

254 g. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
надежное функционирование во многом определяет успешность
проводимых измерений управляющих и возмущающих сил.
Агрегатным испытаниям подвергались гидростатические
опоры (ГО) при различных осевых нагрузках с целью определения
оптимальных режимов подачи смазки в камеры ГО при
проведении натурного испытания двигателя на вертикальном стенде.
В процессе агрегатных испытаний определялись следующие
характеристики ГО:
• давление в камерах ГО на стационарном режиме работы;
• толщина смазочного слоя в подшипниках ГО при
различных осевых нагрузках и давлениях подачи смазки в камеры ГО;
• расход смазки через ГО при различных осевых нагрузках на
стационарном режиме работы ГО;
• усилие перемещения плавающей обоймы нижнего
измерительного пояса МКОГО при максимальной осевой нагрузке
на ГО.
Гидростатическая опора верхнего измерительного пояса
МКОГО испытывалась в составе поддона в сборе на стенде.
Осевые нагрузки от 0 до 80 кН задавались от пневмоцилиндра,
встроенного в стенд и регистрировались измерительным
преобразователем ТПА-12. Гидростатические опоры нижнего измерительного
пояса МКОГО испытывались в составе обечайки совместно с
плавающей обоймой нижнего измерительного пояса МКОГО.
На гидростатическую опору в качестве постоянной осевой
нагрузки воздействовала масса плавающей обоймы. Дополнительная
осевая нагрузка, имитирующая силовое воздействие на ГО при
работе двигателя, задавалась от образцовых мер, массой по 0,20 кН
каждая, с допуском по массе не более ±1 %. Образцовые меры
размещались против ГО на торце плавающей обоймы.
В качестве смазки в камеры ГО подавалось веретенное масло
АУ (ГОСТ 1642-75) со степенью фильтрации 25...40 мкм,
подаваемое от ПГС стенда под давлением 0...10 МПа. Давление в
нагнетательном коллекторе ПГС и в камерах ГО регистрировалось
образцовыми манометрами. Расход веретенного масла через ГО
измерялся мерной емкостью с ценой деления 10 см3 по
секундомеру. Толщина смазочной пленки в подшипниках ГСО измерялась
индикаторами часового типа с ценой деления 0,01 мм. Результаты
агрегатных испытаний приведены в табл. 8.12.

8.2. Экспериментальная отработка методов
255
Таблица 8.12. Агрегатные испытания ГО
Осевая
нагрузка
на ГО,
кН
0
20
40
60
80
Параметры
ГО на
стационарном
режиме
работы
рг, МПа
А, мм
G, л/мин
рг, МПа
А, мм
G, л/мин
рГ9 МПа
А, мм
G, л/мин
/7Г, МПа
А, мм
G, л/мин
/?г, МПа
А, мм
G, л/мин
Давление в нагнетательном коллекторе ПГС, МПа
0,0
о о о о
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
2,0
0,17
0,24
1,10
1,32
0,10
2,20
0,10
2,20
0,07
2,20
0,04
4,0
0,17
0,28
2,00
1,27
0,14
2,30
0,11
1,20
3,25
0,09
4,00
0,06
6,0
0,15
0,32
2,60
1,37
0,16
2,50
0,12
2,00
3,50
0,11
4,50
0,08
1,10
7,0
0,15
0,34
3,00
1,30
0,17
2,50
2,40
0,13
2,30
3,45
0,11
1,90
4,45
0,10
1,50
8,0
0,15
0,35
3,50
1,35
0,17
2,50
0,13
2,50
3,63
0,11
4,55
0,10
1,80
9,0
0,15
0,36
3,80
1,30
0,17
2,40
0,14
2,90
3,50
0,11
4,55
0,10
2,20
10,0
0,15
0,35
4,20
1,33
0,18
3,50
2,50
0,14
3,30
3,62
0,12
2,90
4,57
0,10
2,40
Примечание. рг — давление в камере ГО; А — толщина смазочной
пленки в ГО; G — расход масла через ГО; прочерк «-» в графе «G»
означает, что в процессе агрегатных испытаний расход масла через ГО на
данном режиме не контролировался.
Согласно расчетам по методике [25], при максимальной
осевой нагрузке 80 кН минимальная толщина смазочной пленки в
подшипнике ГО должна составлять 0,08±0,01 мм на стационарном
режиме работы ГО.
Из данных табл. 8.12 следует, что при подаче в камеру ГО
масла под давлением свыше 6,0 МПа в подшипнике ГО
реализуются требования по достижению минимальной толщины пленки
(h = 0,09...0,10 мм). Учитывая, что максимальную осевую нагрузку
испытывает ГО верхнего измерительного пояса, агрегатные
испытания ГО были проведены при подаче масла в камеры ГО под
давлением 7,0 МПа.
При агрегатных испытаниях ГО нижнего измерительного
пояса МКОГО толщина смазочного слоя в подшипниках ГО
определялась по изменению величины зазора в стыке плавающей

256
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
обоймы с обечайкой (табл. 8.13). При максимальной осевой
нагрузке 3,0 кН усилие перемещения плавающей обоймы
составляло менее 1 • 10~5 кН.
Таблица 8.13. Агрегатные испытания ГО в составе обечайки
с плавающей обоймой
Осевая

нагрузка на
ГО,кН
0,0
1,2
1,8
3,0

Давление в
ПГС,
МПа
7,0
7,0
7,0
7,0
Параметры ГО
Давление в камерах
ГО, МПа
Рг\
0,60
0,82
0,92
1,10
Рг2
0,65
0,90
1,00
1,20
РгЗ
0,67
0,90
1,00
1,25
Суммарный
расход
масла через ГО,
л/мин
2,7
2,5
2,4
2,3
Изменение
зазора в стыке
обечайки с
плавающей обоймой, мм
0,06
0,05
0,04
0,03
Из табл. 8.13 следует, что с повышением осевой нагрузки на
ГО давление масла в камерах опор возрастает, а толщина
смазочной пленки и расход масла через ГО уменьшаются. Совместные
агрегатные испытания ГО верхнего и нижнего измерительных
поясов МКОГО проводились при подаче масла в камеры ГО под
давлением 7,0 МПа и максимальных осевых нагрузках.
По результатам испытаний были определены следующие
характеристики:
• время выхода ГО на стационарный режим работы от момента
дистанционного включения ПГС составило 35...40 с;
• суммарный расход масла через все ГО составил 3,8 л/мин.
Общий вид РДТТ, установленного в МКОГО на стенде,
показан на рис. 8.14. На рис. 8.15 приведена схема установки первичных
преобразователей верхнего (ЛХ-144) и нижнего (ТПА-08)
измерительных поясов в этом опыте.
Перед проведением испытания ПИП нижнего измерительного
пояса были предварительно нагружены на 0,8... 1,0 кН для
получения беззазорной схемы измерений и обеспечения работы на
линейном участке градуировочной характеристики. Тензостанция
ЛХ-7000 была настроена на III диапазон измерений, что
обеспечивало измерение усилий каждым преобразователем до 2,6...2,7 кН.
Преобразователи верхнего измерительного пояса были
предварительно растянуты усилием 0,7...0,8 кН. IV диапазон измерения тен-

8.2. Экспериментальная отработка методов
257
Ill
■Bi
i
л:
1 i '
M
JJMi
i S .1- .o. |
1 5 - :|
1:1
Рис. 8.14. Общий вид РДТТ перед огневым испытанием:
1 — РДТТ; 2 — обечайка эжектора; 3 — нижний измерительный
пояс; 4 — верхний измерительный пояс
зостакана соответствовал возможной предельной нагрузке на один
преобразователь 1,5... 1,8 кН.
Регистрация показаний измерительных преобразователей
боковых сил производилась телеметрической станцией РТС-9,
обработка результатов — на ЭВМ.
Непосредственно перед огневым запуском были проведены
предпусковые проверки с задействованием всех средств
измерений и управления процессом ОСИ — холодный пуск. В процессе

258
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Рис. 8.15. Схема установки первичных преобразователей
в оснастке МКОГО:
F — место установки ПИП верхнего измерительного пояса (ЛХ-144);
Р — место установки ПИП нижнего измерительного пояса (ТПА-08)
холодного пуска и при ОСИ в отдельные промежутки времени от
специальной рулевой машины к кронштейну, жестко связанному с
двигателем и расположенному выше нижнего измерительного
пояса, прикладывалась нагрузка Рг, которая воспринималась
системой измерения стенда, как управляющая сила. Значение этой
нагрузки измерялось автономным первичным измерительным
преобразователем ТДС-11-4. В дальнейшем эту силу будем называть
усилием горячей градуировки. Данные по усилию горячей
градуировки позволяют контролировать работу системы измерений
боковых сил в процессе ОСИ. Направление усилия горячей
градуировки в рассматриваемом опыте показано на рис. 8.15.
Кратко рассмотрим результаты, полученные при проведении
этих испытаний. Данные измерений при холодном пуске в виде
проекций боковых сил на координатные оси для нижнего и
верхнего измерительного поясов приведены на рис. 8.16.
Проекции боковых сил рассчитываем по следующим формулам:
(8.8)
F=F,-F_,7.

8.2. Экспериментальная отработка методов
259
Pz, H
500
0
-500
Ру, Н
200
О
-200
Fz, H
200
-200
Fy, H
200 г
-200 L
U
U
U U
и
tJJ СГ
ю 20 30 40 50 60 70 t, с
Рис. 8.16. Изменение во времени проекций боковых сил для нижнего
и верхнего измерительных поясов при имитации огневого пуска
Из сравнения графика рис. 8.16 и результатов
непосредственного измерения усилий при горячей градуировке следует:
• при включении горячей градуировки система измерений
стенда регистрирует боковые силы, причем знаки проекций Ру, Pz,
Fy, Fz соответствуют фактическому направлению градуирующего
усилия;
• значения проекций Ру и PZ9 а также Fy и Fz примерно
совпадают, что соответствует фактическому углу между направлением
градуировки и плоскости стабилизации (я/4 рад).
Результаты измерений для отдельных моментов времени в
промежутки включения горячей градуировки приведены в табл. 8.14.
Здесь представлены также числовые значения и проекции на
координатные оси управляющей силы Ry, рассчитанные по формуле
где проекции Ry на оси^ и z вычислены по формулам:
■**VV V V '
(8.9)
(8.10)
Данные табл. 8.14 свидетельствуют о хорошей сходимости
результатов измерений системой стенда и автономным измеритель-

260
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
ным преобразователем усилий градуировки: максимальное
расхождение между фактическими и ожидаемыми значениями
составляет 71 Н при допустимом отклонении, назначенном исходя из
погрешности измерительных средств, равном 100 Н.
Таблица 8.14. Результаты измерений в процессе холодного пуска

Измеряемый
параметр
Ру
Pz
Fy
Fz
Ryy
Ryz
Ry
Значения параметров, Н
г = 7,059 с

Фактическое
-488
-459
-51
-61
-539
-520
749

Ожидаемое
443
443
46
46
486
489
691
t = 31,649 с

Фактическое
-484
-462
-47
-53
-531
-515
740

Ожидаемое
442
442
46
46
488
488
690
t = 55,160 с

Фактическое
-492
-468
-67
-45
-559
-513
759

Ожидаемое
440
440
46
46
486
486
688
t = 71,629 с

Фактическое
-476
-460
-50
-62
-526
-522
741

Ожидаемое
442
442
46
46
488
488
690
При анализе результатов холодного пуска выявлена
недостаточная помехозащищенность измерительных каналов боковых сил
существующей системы измерения. Это проявилось в наложении
на кривые боковых усилий колебаний неинформативного
характера с изменяющейся во времени низкой частотой и существенной
амплитудой. Установлено, что указанное явление связано с
использованием в составе системы измерений кабелей большей, чем
требуется, длины между первичными измерительными
преобразователями и тензостанцией ЛХ-7000. Помехозащищенность каналов
системы измерений в последующих экспериментах была
повышена после перевода ЛХ-7000 в помещение, расположенное
непосредственно у вертикального стенда.
Общий анализ эксперимента сводится к следующему:
• эжекторная установка нормально вышла на режим и
обеспечила заданное разрежение;
• анализ записи давления в магистралях нагнетания
гидросистемы стенда свидетельствует о том, что гидростатические опоры
нижнего измерительного пояса функционировали нормально в
течение всего заданного времени;
• гидростатическая опора верхнего измерительного пояса
выполняла свои функции лишь до 22 с, после чего прекратилась по-

8.2. Экспериментальная отработка методов
261
<*Р.м> град
12
, с
Sp.M, MM
4 10 мм
О
10 мм
я
10 мм
10 мм
29,5
53
70
4,5
4,5
/, с
Рис. 8.17. Циклограмма включения органов управления (а, б) и горячей
градуировки (в):
0Ср.м — угол поворота рулевой машинки; sp.M — ход штока рулевой машинки
дача масла в рабочую зону опоры из-за засорения дросселя
магистрали подвода масла.
Циклограмма задействования блоков вдува и устройства
горячей градуировки показана на рис. 8.17.
При анализе установлено следующее:
• в течение всего времени работы двигателя система
измерений стенда фиксирует наличие боковых сил как в районе верхнего,
так и нижнего измерительного пояса;
• при включении горячей градуировки уровень боковых сил
существенно меняется, при этом характер этого изменения
соответствует направлению приложенного усилия при градуировке;
• система измерений стенда регистрирует появление
дополнительных боковых сил при включении блоков вдува, при этом
направление этих сил полностью соответствует ожидаемому;
• преобразователи верхнего измерительного пояса
регистрировали запрограммированное изменение боковых сил только до 22 с,

262
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
т. е. до момента засорения дросселя в магистрали подвода масла к
гидростатической опоре;
• на всех кривых боковых сил наблюдалось наложение
неинформативного колебательного характера, при этом вид этих
наложений существенно не менялся и при появлении управляющей
силы.
Такой характер изменения кривых боковых сил несколько
усложняет вторичную обработку полученной информации в части
определения динамического уровня, т. е. уровня, принимаемого за
нулевой при подсчете составляющих управляющей силы. В
данном случае положение динамического уровня может быть
определено путем сглаживания этих колебаний с учетом характера его
изменения за все время работы двигателя (макросглаживание).
Рассмотрим числовые значения боковых сил для периодов
времени включения горячей градуировки и блоков вдува. Значения
боковых сил, соответствующих управляющей силе, рассчитывают
по формулам:
Р =Р -Р*- Р =Р -Р*'
У У У* z z i z'
F =F -F** F =F -F*
У у У z 1 z rz '
(8.11)
где * помечены значения, соответствующие динамическому уровню.
Проанализируем результаты раздельно для первого (до 22 с) и
второго (после 22 с) периодов работы двигателя. В табл. 8.15
представлены данные измерений для двух моментов времени: при
работе устройства горячей градуировки и при включении блока
вдува по оси z. При этом приводятся некоторые средние значения для
участка, которые для удобства последующей обработки отнесены
к некоторому фиксированному моменту времени (времена
отсчитываются от момента запуска).
Таблица 8.15. Результаты измерений боковых сил
для первого периода работы двигателя
Момент
времени,
с
7,095
14,034
Значения параметров, Н
Ру
-680
0
Pz
-662
1105
-111
0
Fz
-131
-268
-851
0
-794
838
Ry
1164
838
964

8.2. Экспериментальная отработка методов 263
Из анализа данных табл. 8.15 следует, что существует большое
расхождение между измеренными системой стенда (7?у) и
автономным преобразователем силы типа ТДС-11-4 (7?к) значениями
усилия горячей градуировки в момент времени t = 7,095 с.
Поскольку для этого момента нам известны положения точки
приложения силы и ее направление, то можно определить ожидаемые
значения проекций боковых сил на оси координат:
^ ^ /?кСО8
у z 4 2990
F=F= -RK cos-— = -58 H.
y 4 2990
Сравнение этих значений с данными, приведенными в табл. 8.15,
показывает, что в эксперименте следует считать завышенными
значениям Fy и Fz. Если принять их равными ожидаемым, то
Ryy = -738 Н; Ryz = -720 Н; Ry = 1031 Н.
Значение управляющей силы, вычисленное для момента
времени t = 7,095 с по показаниям преобразователей только нижнего
измерительного пояса с использованием соотношения плеч
рассматриваемых сил
y z 2709
близко к полученному ранее, что подтверждает правомерность
выдвинутой гипотезы о завышении данных измерений
преобразователями верхнего измерительного пояса.
Из этой гипотезы следует вывод о недостоверности всех
данных нижней строки табл. 8.15, за исключением значения Pz и
нулевых значений величин. Дело в том, что для рассматриваемого
типа ОУ точка приложения управляющей силы может быть
определена с достаточной точностью. Примем ее совпадающей с
плоскостью, перпендикулярной к конструктивной базовой оси
двигателя и проходящей через центр окон вдува. Тогда по соотношению
плеч сил рассчитаем значение управляющей силы
- 2990
у z 3710

264 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
где 3710 мм — расстояние от верхней измерительной плоскости до
окна вдува.
Есть основание полагать, что завышение показаний верхнего
измерительного пояса связано с особенностями
функционирования верхней гидростатической опоры в данном эксперименте и по
величине пропорционально осевой нагрузке на опору. При этом
следует считать, что значения Fy в рассматриваемый момент
времени по модулю завышены на
AFy =(13,1-5,8) 1
1Т
Здесь выражение в скобках характеризует завышение Fy для t =
= 7,095 с, а дробь — отношение осевой составляющей реакции
опоры для рассматриваемого момента времени и момента t = 7,095 с.
Реакция в данном эксперименте не измерялась, поэтому ее
подсчитывают по формуле
Рх изм = Р0~ Снач + (^нач " Gkoh ) ^(0 " (Рн " Р
где P0 = 2e(l)/?KFKpz(A,a)-jpHFa; Ро — осевая тяга двигателя для
условий разрежения в эжекторе; GHa4> ^кон — начальный и
конечный вес стендовой системы (двигатель плюс подвижные элементы
стендовой оснастки); *F(f) — отношение интеграла давления для
рассматриваемого момента времени и полного интеграла
давления; рнирэ — атмосферное давление и давление в эжекторе; Fa и
F06 — площадь выходного сечения сопла и обечайки эжектора;
8(1) и z(K) — газодинамические функции.
Если завышение показаний верхнего измерительного пояса
действительно имело место, то для момента времени t = 14,034 с
Fz = -188 Н; Ryz = 917 Н; Ry = 917 Н.
Для других моментов времени (после 22 с) значения
управляющих сил определяем по соотношению плеч сил (табл. 8.16).
Следует отметить удовлетворительное совпадение данных
горячей градуировки в рассматриваемые моменты времени, что
повышает степень доверия к результатам измерений
управляющих сил при работе ОУ. В табл. 8.17 приведены сводные данные

8.2. Экспериментальная отработка методов
265
Таблица 8.16. Результаты измерения боковых сил
для второго периода работы двигателя

Измеряемый

параметр
Ry
Рг
t =
= 24,135 с
Вдув по
оси
Z
0
1140
919
Значения параметров, Н
t-
= 33,0 с
Горячая

градуировка
-636
-589
957
961
t =
= 37,822 с
Вдув по
оси
У
-1182
0
953
t-
= 46,370 с
Вдув по
оси
У
-1180
0
951
t =
= 57,054 с
Горячая

градуировка
-681
-631
1025
963

Градуировка
после
ОСИ
-570
-580
899
916
Таблица 8.17. Результаты измерения управляющих сил при ОСИ
Измеряемый
параметр
Угол поворота
задвижки
регулятора Орр, угл. град
Ry фактическое, Н
Ry ожидаемое, Н
Первое
включение
ОУ по оси z
11,4
917
924
Второе
включение
ОУ по оси z
11,4
919
924
Первое
включение
ОУ по оси у
11,6
953
938
Второе
включение
ОУ по оси у
11,6
951
938
по измерениям управляющих сил в рассматриваемом
эксперименте.
Второе испытание двигательной установки III ступени
проводилось на модернизированной оснастке МКОГО. Модернизация
заключалась в следующем:
1) для центровки двигателя в нижнем измерительном поясе
между упорным поддоном и верхней гидроопорой была введена
планшайба, позволяющая перемещать двигатель в плоскости yOz\
2) для повышения надежности работы гидроопор перед
дросселями были установлены автономные фильтры. В верхнюю
гидроопору масло подавалось одновременно в верхний и нижний подпятники;
3) для обеспечения постоянства предварительного нагружения
ПИП в нижнем измерительном поясе были установлены устройст-

266
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
dy
ap.p=17,5°
л:
Давление нагнетания в ГО
рэ, МПа
0,750
0,050
-20
Рис. 8.18. Экспериментальные значения основных параметров
МКОГО при ОСИ РДТТ в высотных условиях:
а — схема измерений МКОГО; б — схема функционирования блоков ОУ;
в — осциллограмма пуска
ва гидроподтяга, а для регистрации усилий была принята схема
измерений с шестью преобразователями ТПА-0,8 по базам II, III,
IV (рис. 8.18).
Огневое испытание ДУ проводилось при следующих условиях:
• температура окружающей среды +5 °С;
• среднеобъемная температура заряда +17,2 °С;
• давление разрежения в эжекторе 0,027 МПа;

8.2. Экспериментальная отработка методов
267
-14 -8 0 4,5 10 14 20 24 30 34 40 44 50 54 60
Рис. 8.19. Циклограмма включения ОУ вектором тяги РДТТ:
70 76 и с
1 — включение горячей градуировки; 2
по оси у
вдув газа по оси z\ 3 — вдув газа
• вдув газа производился по базам I и II с открытием
(поворотом) задвижек на 0Ср.р = 17,2°... 17,5°;
• в нижнем измерительном поясе преобразователи ТПА-0,8
были поджаты усилием 1,8 кН;
• в верхнем измерительном поясе преобразователи ЛХ-144
были поджаты усилием 1,1... 1,2 кН;
• в гидростатические опоры МКОГО масло подавалось под
давлением 7,65 МПа;
• до, в процессе и после ОСИ на двигатель воздействовало
усилие горячей градуировки около 1,02 кН.
Результаты работы гидроопор МКОГО и измеренных
управляющих сил приведены в табл. 8.18-8.22 й на рис. 8.18-8.20.
Контроль достоверности результатов измерений в нижнем и
верхнем поясах стенда проводился методом расчетного
определения расстояний от плоскости нижнего измерительного пояса до
точек приложения усилия горячей градуировки и мест вдува газа в
расширяющуюся часть сопла по формулам:
=-2990 1--=*
V
R
yz

268
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Ry, H
1
12
10
8
6
4
;
-
-
-
T
2
3 3 4 4
2
5
a
1400
1200
-20 -
Рт
1
-10
1000
800
600
400
200
С
-
-
■
-
)
Rk
10
RyZ
20
RyZ
30
б
Ryy
40
1
Ryy
50
i
60 70 /
,c
Рис. 8.20. Результаты экспериментального определения управляющих
сил при ОСИ РДТТ III ступени в МКОГО на вертикальном стенде:
а — отработка программы горячей градуировки и блоков ОУ; б —
функционирование МКОГО при измерении управляющих сил: 1 — градуировка до пуска; 2 —
в процессе ОСИ; 3 — вдув газа по оси г, 4 — вдув газа по оси у; 5 — градуировка
после пуска
а также при расчете величины момента крена
MKp=[(P2z-P_2z)-(Plz-P_lz)-{P2y-P_2y)]^,
где D = 1640 мм — диаметр между центрами двухсторонних упоров
плавающей обоймы нижнего измерительного пояса; Piy-P_iz —
проекции измеренных сил на оси координат, определенные от
динамических нулевых уровней параметров.

8.2. Экспериментальная отработка методов
269
Таблица 8.18. Функционирование гидроопор МКОГО
в процессе ОСИ РДТТ
Параметр
Давление масла в
гидростатической опоре
(ГО) (перед
дросселями), МПа
Максимальное
давление масла в верхнем
подпятнике ГО
поддона, МПа
Минимальное
давление масла в нижнем
подпятнике ГО
поддона, МПА
Максимальное
давление масла в
подпятниках ГО обечайки, МПа
Обозначение
Риге
РПМ2
Рпмз
Ргсо\
РТСО2
Ртсоъ
Значение i
Перед
работой ДУ
7,65
0,1
3,82
0,46
0,46
0,1
величины
В процессе
работы ДУ
7,61-7,67
4,07
0,46
1,35
1,26
1,03
Схема размещения ПИП силы и индексации параметров
верхнего и нижнего измерительных поясов МКОГО приведена на
рис. 8.18, а.
Для исключения влияния смещения и дрейфа начальных
уровней ПИП истинные значения управляющих сил,
приведенные в табл. 8.19-8.22, были определены от динамических нулей.
В табл. 8.19 погрешности ожидаемых значений определены
исходя из фактических погрешностей примененных средств
измерений.
Данные табл. 8.19 подтверждают достоверность измерений
при функционировании МКОГО от усилий горячей градуировки
до, в процессе и после ОСИ двигателя (полное время работы
двигателя 62 с).
При рассмотрении данных табл. 8.20 и табл. 8.21 обращает на
себя внимание отличие измеренных управляющих сил Ryy и Ryz
при вдуве по осям у и z.

270
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Таблица 8.19. Функционирование МКОГО при горячей градуировке

Параметр
Fy, H
Pz, Н
Ryz, H
яу,н
Значение величины
t = -9,136 с

Фактическое
-73
-72
-671
-625
-744
-698
1019
-293,2
-309,7
-301,5

Ожидаемое
74±20
643±64
718±67
1015±100
-310±40
г = 9,106 с

Фактическое
-68
-81
-675
-608
-743
-689
1013
-273,4
-351,9
-312,7

Ожидаемое
74±20
638±64
713±67
1008±100
-310±40
t = 55,000 с

Фактическое
-73
-73
-618
-617
-691
-655
977
-317,3
-317,3
-317,3

Ожидаемое
72±20
625±64
699±67
9881100
-310±40
t = 73,000 с

Фактическое
-76
-75
-648
-610
725
-685
997
-308,7
-328,7
-318,7

Ожидаемое
72±20
622±6,4
695±67
9831100
-310+40
Таблица 8.20. Результаты измерения управляющих сил
при вдуве газа по оси z (dBJX = 780 мм)

Параметр
FZ,H
D XJ
Ryz, H
D XJ
Ry, H
л;ж,н
dz, мм
Первый вдув по оси z
«р.р =
Дт=1
14,027 с
-335
1521
1186
51
1187
842,7
= 17,2 угл. i
рад
4,016.-20,032 с
17,000 с
-320
-1433
1113
20
1113
940-1340
860,7
19,000 с
-308
1387
1079
26
1079
853,1
р =852,2 мм
Второй вдув по оси z
«Р.Р:
дт = :
24,723 с
-318
1478
1160
91
1164
818,3
= 17,2 угл.
град
24,000...30,016 с
27,000 с
-329
1481
1152
108
1157
940-1340
855,5
28,500 с
-312
1452
1140
98
1144
817,3
* =830,4 мм
Примечание. (Хр.р — угол поворота регулятора расхода; dBa —
диаметр сопла в точке вдува.

8.2. Экспериментальная отработка методов
271
Таблица 8.21. Результаты измерения управляющих сил
при вдуве газа по оси у (йЪЛ = 780 мм)

Параметр
F,.H
Ру, Н
Ryy, H
^,н
Ry H
Щж, н
dy9 мм
Первый вдув по оси у
(Хр.р = 17,5 угл. град
Ах = 33,984...40,000 с
35,000 с
427
-1874
-1447
48
1448
882,0
37,000 с
404
-1730
-1326
75
1328
940-1340
910,6
39,500 с
380
-1646
-1266
34
1266
896,9
Второй вдув по оси у
(Хр.р = 17,5 угл. град
Ат = 44,032...50,048с
44,775 с
401
-1763
-1362
27
1362
881,4
47,000 с
385
-1631
-1246
50
1247
940-1340
923,6
49,000 с
351
-1520
-1169
102
117,4
897,6
Таблица 8.22. Оценка кренового момента при функционировании
блоков вдува и горячей градуировки
Моменты
включения блоков
вдува и горячей
градуировки
Первый вдув по оси z
/= 17,00с
Второй вдув по оси z
t= 27,000 с
Первый вдув по оси у
t =37,000 с
Второй вдув по оси у
t = 47,000 с
Первое включение
горячей градуировки,
t = -9c
Четвертое включение
горячей градуировки
t = 73,000 с
Параметр
Н
988
1206
-434
-499
-639
-669
Н
853
924
1335
1423
4
67
Н
161
302
-1778
-11911
-684
-768
Н
-26
-20
9
-11
40
35
мкр, ,
-21
-16
7
-9
33
29

272 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Анализ результатов измерений не выявил аномальностей при
регистрации параметров. Следует отметить, что особенностью
регистрации усилий по трем базам является возможность контроля
достоверности измерений, благодаря сравнению результатов
регистрации проекции сил в нижнем измерительном поясе по осям у и z, a
также по величине момента крена. В случае отсутствия
эксцентриситета приложения нагрузок относительно центра координат в
плоскости yOz момент крена по оси у будет компенсироваться
моментом крена по оси z при вдуве газа по оси у. Достоверность
измерений управляющих усилий подтверждают данные,
приведенные в табл. 8.22. Следовательно, можно считать, что различие в
уровнях управляющих сил обусловлено спецификой работы
блоков вдува.
Данные табл. 8.20-8.22 подтверждают достоверность
измеренных управляющих сил и работоспособность МКОГО в
условиях проведения ОСИ натурных РДТТ.
8.3. Погрешность определения управляющей силы
и эксцентриситета тяги
На современном этапе развития ракетного двигателестроения
точность определения управляющей силы и эксцентриситета тяги —
один из параметров, определяющих как степень совершенства
конструкции РДТТ, так и время, необходимое для принятия его в
эксплуатацию. В связи с этим расчет погрешности определения
указанных параметров является актуальной задачей, одно из
решений которой представлено в разделе 7.6.
В качестве примера приведем оценку погрешности определения
бокового усилия огневого эксперимента № 5. В этом эксперименте
амплитуда наложенных колебаний в отдельные промежутки
времени достигала значений 5 % выбранного диапазона измерений
У
(2,5 кН). Для момента времени t = 0,35 с и/= 19 Гц — = 0,15, что
а
соответствует предельной погрешности аппроксимации За = 0,75 %.
Учитывая уменьшение погрешности при осреднении показаний
измерительных мостов в V2 раза, значение средней квадратической
погрешности алгоритма обработки будет равно оа = 0,18 %, что

8.3. Погрешность определения управляющей силы
273
соответствует погрешности определения управляющей силы
=0,63%и8=1,9%.
Для подтверждения полученных данных по погрешности
выполним статистическую обработку данных того же эксперимента с
ранее использованной схемой вычислений, которая
применительно к данной задаче (число ПИП равно двум), и выбранных
моментов времени обработки имеет вид
п т
VV
\2
т
т \
(8.12)
(8.13)
где dj и av — оценка дисперсий ох и av; Д/?у — разность в
показаниях измерительных мостов ПИП усилия; п — число
наблюдений; т — число однотипных ПИП.
В процессе вычислений должна быть проверена однородность
дисперсий по двум условиям:
\2
7=1
т
и
при числах степеней свободы /i = m - 1 и^ = 1 соответственно.
Результаты обработки приведены в табл. 8.23.

274
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Таблица 8.23.
Номер
наблюдения
1
2
3
4
а2,Н2
6,02
18,75
11,26
10,00
Результаты
a,2v, н2
154,70
3,50
423,70
894,65
расчета погрешностей
Номер
наблюдения
5
6
7
8
*и,Н2
8,90
5,70
5,27
9,38
c?v,H2
1,58
3,03
3,73
96,98
Осредненные значения оценок для дисперсий (формулы (8.12)
и (8.13)) равны
а? = 18,82 Н2 и с2 = 197,37 Н2.
Этим дисперсиям соответствуют следующие предельные
отклонения (диапазон изменения 2,5 кН, m = 37 и доверительная
вероятность р = 0,9973): 5i = 0,52 %, 52 = 2,83 % (62 подсчитан с
использованием ^-распределения).
При условии осреднения двух измерительных мостов датчика
силы указанной погрешности будут иметь следующие значения:
б! = 0,37 %, 5а = 2,0 %.
На основании полученных данных общая погрешность
определения управляющей силы
Эти данные удовлетворительно согласуются с результатами
расчета погрешности и подтверждают возможность использования
для дальнейшего расчета погрешности, вычисленной с учетом
ошибки аппроксимации при обработке осциллограммы силы.
Поскольку эта погрешность базируется на большом объеме
статистических данных, она обладает большей степенью достоверности.
Как уже указывалось, между показаниями ПИП в отдельные
моменты времени существует тесная корреляционная связь. На
первый взгляд может показаться, что при оценке погрешности
определения управляющей силы достаточно воспользоваться лишь
составляющей общей погрешности Ь\. Это возможно лишь в том
случае, если причины, вызывающие отклонение показаний ПИП
внутри реализации, остаются одинаковыми все время работы
двигателя. Для проверки этой гипотезы следует провести корреляци-

8.3. Погрешность определения управляющей силы 275
онный анализ результатов измерений. Однако имеющихся
статистических данных недостаточно для построения корреляционных
матриц, и это заставляет искать иные пути подтверждения
вышеуказанной гипотезы.
Испытания, рассмотренные при оценке дисперсий о\ и а^,
проведены при условии ступенчатого нагружения системы
измерений боковых сил. Значения управляющей силы на
установившемся режиме в этом случае определяются по разности показаний
ПИП в рассматриваемый момент времени и при отсутствии
нагружения (динамический нуль системы измерения). Поскольку
запись нагрузки ведется одновременно двумя измерительными
мостами, можно найти погрешность определения разности их
показаний способами, аналогичными вышеописанным.
В результате обработки получены следующие оценки дисперсий:
• при возрастании нагрузки на ПИП б^ = 60,8 Н2;
• при снижении нагрузки на ПИП ас = 63,16 Н .
Поскольку указанные дисперсии однородны, то осредненное
значение дисперсии
2 а2/+а2/= 5Н2
/в+/с
Полученное значение дисперсии соответствует предельной
относительной погрешности для того же диапазона измерений 8 = 0,94 %.
В случае осреднения показаний измерительных мостов
погрешность равна 0,66 %. И, наконец, если предположить, что дисперсии
показаний ПИП внутри реализации для двух моментов времени, по
которым вычисляется исследуемая разница, одинаковы, то результат
соответствует предельной погрешности д\ = 0,47 %.
Сравнение по критерию Фишера двух дисперсий, полученных
различными способами и соответствующих 6i = 0,37 % и 5i = 0,47 %,
показывает, что разница дисперсий, а следовательно, и
предельных погрешностей, незначительна. Отдадим предпочтение большей
дисперсии и примем для дальнейших расчетов 5i = 0,5 %.
Поскольку в предлагаемых для дальнейшего исследования
конструктивных схемах верхнего узла оснастки (см. рис. 4.24 и 4.26)
используются ПИП того же типа, что и в нижнем измерительном
поясе, для оценки погрешности определения составляющих реакции

276 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Fy и Fz применяются те же методы. Предварительная оценка
показывает, что предельные погрешности для этих ПИП составляют
6 = 2,7и8! = 0,7%.
Для оценки погрешности определения начального и конечного
веса системы, учитывая их небольшой вклад в общую
погрешность определения управляющих и возмущающих сил, можно
использовать паспортные данные датчика (для вибрационно-частот-
ных ПИП 8 = 0,5 % измеряемой величины). При этом при оценке
погрешности конечного веса необходимо учитывать и
погрешность аппроксимации кривой веса, т. е.
*~чсон '-'кон.пр а
где aG — предельная средняя квадратическая погрешность
определения конечного веса соответствует 5 = 0,5 %, а аа —
среднее квадратическое отклонение за счет аппроксимации
кривой веса (кривая имеет наложенные колебания). При
использовании в устройстве взвешивания гидравлического демпфера
значение аа = 0.
Рассмотрим результаты расчета погрешности для трех
испытаний натурного РДТТ, результаты которых приведены в данном
разделе (эксперименты № 1,2, 5). Как уже указывалось, основной
целью экспериментов № 1 и 2 являлось определение
эксцентриситета тяги, а эксперимента № 5 — управляющей силы.
Погрешность эксцентриситета рассчитывалась в моменты
времени, когда наблюдалось максимальное значение приведенного к
линейному смещению эксцентриситета тяги (в эксперименте № 1
t = 22,55 с, в эксперименте № 21 = 25,4 с).
Погрешность управляющей силы в эксперименте № 5
рассчитывали для t = 37,5 с, погрешность динамического уровня
определялась для t = 36,0 с, Исходные данные для расчета
следующие:
• эксперимент № 1
а/ = 0,005 м, ав = 3,ЗН, ар=16,7Н,
°ш» = аш« = °'0033' ам =см = 20 Н • м,
оР = 1000 Н, cG = 100 Н, cG = 50 Н;

8.3. Погрешность определения управляющей силы 277
• эксперимент № 2
а/ = 0,005 м, аВг = 3,ЗН, а^=16,7Н,
а „ = с н = 0,0030, ст = 25 Н • м, аР = 1000 Н,
Vy tz мнач.прд> x
а =а = 10Нм, а в = а в = 0,0025,
"*нач.пру "*нач.пр2 < V°
cF = gf = 4,2 Н, aG = 100 Н, aG = 50 Н,
Гу rz ^нач °кон
%=^«г =0,12-Ю-3 рад;
• эксперимент №5
а/ = 0,005 м, аВг = 3,3 Н, аС2 = 43,7 Н • м, ар = 4,1 Н.
Результаты расчета погрешностей сведены в табл. 8.24. Там
же приведены доверительные границы для основных
характеристик, определенные по выведенному на печать распределению при
уровне доверительной вероятности 0,996.
Как следует из табл. 8.24, средние квадратические отклонения,
подсчитанные двумя методами, хорошо согласуются между собой,
что подтверждает возможность использования метода
линеаризации функций для оценочных расчетов. В результате расчета этим
методом установлено, что большое влияние на точность
определения рассматриваемых характеристик наряду с погрешностью
реакций оснастки оказывают:
• погрешность измерения угла наклона стыковочной
площадки а;
• погрешность определения динамического уровня системы
измерения.
Так, например, если свести к нулю погрешность определения
динамического уровня, то погрешности определения углового и
линейного смещения вектора тяги будут равны: Gp = 0,141 • 10~3 рад;
ае = 0,11 мм.
Если исключить погрешность определения динамического
уровня, то погрешность определения управляющей силы
составит GR = 10,9 Н. Поэтому уменьшение указанных
погрешностей является основной задачей повышения точности
регистрации.

278
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Таблица 8.24. Результаты расчета погрешности определения
основных характеристик
Параметр
МУ(Р), Н • м
М(Р), Н • м
еПрЯ мм
8прг, ММ
£пр> ММ
МУ{Р), Н • м
М(Р), Н • м
шу(Р), Н • м
mz(P\ H • м
Еу9 ММ
£z, MM
8, ММ
ру, м • рад
Рг, м • рад
Р, м • рад
£пр>>? мм
*-ттр z» MM
епр, мм
Му(Р),Пм
Ryy, H
Оценка i
тогрешности
методом
статистических испытаний

Математическое
ожидание
m
Среднее
квадрати-
ческое
отклонение с

Доверительные
границы
Уи>У*
Эксперимент № 1
Не регистрировались
-419
6,83
8,05
0,37
0,48
0,44
-5,27;-3,23
5,55; 8,17
6,97; 9,37
Эксперимент № 2
Не регистрировались
1,37
0,40
1,48
-0,89
1,41
1,66
-1,82
-4,66
5,02
5250
1301
0,43
0,42
0,41
0,164
0,179
0,211
0,40
0,49
0,49
0,31; 2,68
-0,73; 1,67
0,36; 2,62
-1,34;-0,43
0,93; 1,91
1,11; 2,18
-2,91;-0,69
-5,98; -3,32
3,81; 6,25
Эксперимент № 5
61,7
15,3
5106; 5420
1266; 1344
Оценка
погрешности
методом
линеаризации
Лхлгтп илгл
Ф.
т
-714,8
1176,8
-4,18
6,87
8,04
-306,7
-783,1
227,0
494,4
1,35
0,39
1,40
-0,89
1,41
1,67
-1,82
^•,65
5,00
5256
1303
а
64,11
87,64
0,38
0,50
0,47
65,80
88,87
18,05
18,08
0,44
0,44
0,44
0,165(0,57)
0,193(0,66)
0,185(0,64)
0,39
0,53
0,51
62,12
15,4
Примечание. В последнем столбце в скобках указаны ар,
выраженные в угловых минутах; т — математическое ожидание.
На рис. 8.21-8.23 приведены законы распределения е, (3, £пр и
Ryy, полученные методом статистических испытаний. Проверка по
критерию А.Н. Колмогорова показала, что для всех рассматриваемых

8.3. Погрешность определения управляющей силы 279
J
/(в)
г
0,05
0
\
\
\
\
\
/
/
0,1
/
/о,О5
0
\
0,000400
0,001477
а
8, мм 0,000120
0,001661
б
Р, рад
/
/
/(епр)
•
0,06^
/ 0,04
{
0,02
0
•
>
\
ч
0,00390
0,00502
в
0,00610 гпр, мм
Рис. 8.21. Плотность распределения в ОСИ № 2:
а — е; б — р; в — епр
параметров, за исключением углового смещения, может быть
принята гипотеза об их нормальном распределении. Для значений р
эта гипотеза оказалась неправдоподобной, что подтверждено также
повторными расчетами по тем же исходным данным, но с
различными числами реализации N. Это не противоречит
теоретическим положениям и подтверждает преимущество метода
статистических испытаний (который позволяет получить данные о
фактическом распределении параметра) перед методом линеаризации
функций.

280
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
0,06-
;
/
/<епр)
/0,04
Г
0,02
0
\
\
ч
0,00690 0,00805 0,00920 епр, мм
Рис. 8.22. Плотность распределения епр в ОСИ № 1
1270 1303 1337 Ry, H
Рис. 8.23. Плотность распределения Ry в ОСИ
8.4. Результаты бесконтактной диагностики РДТТ
Рассмотрим типовые результаты бесконтактной диагностики
внутрикамерных процессов в модельных РДТТ, которые
иллюстрируют принципиальные возможности представляемых методов, а
также подтверждают их высокую информативность.
8.4.1. Визуализация и анализ изображений
огневых испытаний
Для определения температурных полей используется
программное обеспечение карты обработки видеосигнала Miro-DC10+. Более

8.4. Результаты бесконтактной диагностики 281
Рис. 8.24. Видеограммы огневых испытаний модельного РДТТ (частота
видеосъемки 40 мс)
высокое качество видеозаписи нелинейного видеомонтажа
позволяет получить пакет Adobe Premiere 6.0. Для количественных
оценок температурных полей использовался покадровый метод
анализа изображения. Отдельно взятый кадр изображения сохранялся в
виде графического изображения в формате BMP с помощью
утилиты AVIedit v3.0 (для работы с AVI файлами). Дальнейшая
обработка производилась двумя программами: Adobe Photo Shop 5.0 и
Scion Image.
В качестве примера на рис. 8.24, 8.25 приведены видеограммы
внутрикамерных процессов и процесса истечения продуктов из
соплового блока РДТТ. Исследуемый объект на рис. 8.24 —
истекающая из сопла струя продуктов сгорания РДТТ, ее особенностью
является световое излучение. При этом яркости отдельных элементов
фиксируемого изображения могут отличаться на несколько
порядков. На рис. 8.25 приведен исходный отдельный черно-белый кадр
из видеосъемки испытания микро-РДТТ. Анализ изображений
позволяет определить характерные времена воспламенения заряда

282 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Рис. 8.25. Исходное черно-белое изображение
ТРТ (0,12 с), время его горения, а также время истечения продуктов
сгорания из внутрикамерного объема после выгорания заряда.
Дальнейшая обработка оцифрованного черно-белого
видеоизображения выполнялась с помощью следующего программного
обеспечения:
• пакет Virtual Dub, при помощи которого выполнялись все
основные преобразования (в программе должен быть установлен
фильтр Pseudocoor, который позволяет заменять цвета в каждом
кадре видеоролика в соответствии с выбранной палитрой);
• программа Adobe Photoshop, в которой создается файл
палитры;
• программа «Конвертер палитры», которая преобразует
созданную пользователем палитру оцвечивания в файл данных для
фильтра Pseudocolor;
• прикладная программа AVIedit, с помощью которой
проводится экспорт выбранных кадров из видеоролика в графические
изображения в формате BMP.
Для того чтобы определить качественное положение
температурных полей, необходимо провести обработку видеофрагмента или
отдельного кадра. Суть преобразований состоит в следующем: в
пакете Virtual Dub по градациям серого создается шкала цветности, по
которой задают каждому новому цвету определенную степень серого.

8.4.
\)
Результаты бесконтактной
60 70 95 11 127 143 159
^— ИР «
диагностики
175 191 207 223
239
ш
283
255
Рис. 8.26. Градуировка по уровням серого
Таким образом, получается шкала соответствия цветов, приведенная
на рис. 8.26. Здесь цифры обозначают границы на шкале уровня
серого, по которым задается цвет. Количество цветов на шкале и их
значение определяется экспериментально в зависимости от качества и
информативности получаемого изображения. Далее эта шкала
преобразуется в таблицу соответствия цветов с помощью программы
«Конвертер палитры». Созданный этой программой файл является
основным инструментом для фильтра Pseudocolor. Причем каждому цвету
соответствует определенный интервал шкалы серого.
С помощью программы AVIedit можно экспортировать из
видеоролика выбранные кадры для дальнейшей обработки в
прикладном пакете видеообработки Virtual Dub, в который
загружается черно-белое изображение и устанавливаются настройки,
необходимые для очистки изображения от шумов, помех и ошибок
оцифровки, а также дополнительные фильтры для оцвечивания и
наложения специальных эффектов.
Пример обработанного отдельного кадра (см. рис. 8.25) в
режиме наложения псевдоцветового на черно-белое изображение при-
Рис. 8.27. Обработка видеоизображений огневого испытания
модельного РДТТ

284 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
веден на рис. 8.27. В верхней части экрана сформирован
полутоновой с наложением цветного клин. Изменяя ширину уровней
эталонного клина, можно варьировать шагом сканирования по
степени засветки. При изменении положения эталонного клина на экран
транслируются характерные участки изображения исследуемого
объекта. Привязка к температурной шкале (градуировка)
эталонного клина может производиться съемкой вольфрамового тела
накала светоизмерительной лампы типа СИ8-200, СИ 10-300. В этом
случае результатом градуировки кинопленки является зависимость
цвета определенного участка эталонного клина от температуры
тела накала эталонной лампы. При этом зоны одного цвета
соответствуют одинаковым температурам, т. е. фиксируемым
параметром являются изотермы.
На данном изображении (см. рис. 8.27) весь видимый спектр
излучения разделен на зоны, которые определяются выбранным
диапазоном температур и информативностью изображения. По
этим зонам можно определить яркостную температуру потока, а
также площадь интересующего участка как абсолютную величину,
так и относительно к площади всего потока по продольному сечению.
Использование возможностей компьютерной графики
позволяет строить трехмерные профили температур. В качестве примера
на рис. 8.28, а приведено черно-белое изображение (с наложенным
слева полутоновым градуировочным клином) струи продуктов
сгорания низкотемпературного топлива, истекающей из сопла
модельного РДТТ. По аналогичному алгоритму в программной
системе Mathcad проведена обработка исходного кадра,
представленного на рис. 8.28, б в виде 3D изображения, свидетельствующего
об увеличении информативности оптико-электронного анализа
видеоизображений.
Возможности количественных измерений методом яркостной
пирометрии проиллюстрируем результатами работы [43], в
которой на модельной двигательной установке определялись
характеристики рабочего процесса в КС. В качестве компонентов топлива
применялись порошкообразные алюминий марки АСД-1 и
перхлорат аммония марки Д-315 со среднемассовыми размерами 22,5 и
210 мкм соответственно.
В исследованиях проводилась кинопирометрическая
диагностика внутрикамерных процессов через прозрачную переднюю
стенку КС. В соответствии с изложенной в разделе 5.4 методикой,

8А. Результаты бесконтактной диагностики
285
Рис. 8.28. Температура факела продуктов сгорания модельного РДТТ:
а — исходное черно-белое изображение; б — изображение, обработанное в 3D-
графике
измерение яркостной температуры по монохроматической яркости
излучения к-фазы осуществляется при помощи
интерференционного светофильтра, позволяющего проводить киносъемку в узком
спектральном диапазоне А^ах = 549 нм кинокамерой «Киев-3».
Результаты дешифровки кинограмм внутрикамерного
процесса на установившемся режиме работы представлены на рис. 8.29.
Установлено, что устойчивость процессов воспламенения и
горения алюминия в продуктах разложения перхлората аммония
обеспечивается зоной обратных токов, образующихся у смесительной
головки, с наибольшей температурой около 2440 К. Смещение зон
обратных токов относительно оси симметрии обусловлено тем, что

286
8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Рис. 8.29. Изотермы
температур в камере
сгорания:
рк = 0,9 МПа;
1 — Т = 2190 К;
2 — Т = 2360 К;
3 — Т = 2390 К;
4 — Т= 2440 К;
5 —Г =2480 К;
6 — Т =2520 К;
7 —Г=2590 К
новесностью
(0,16 м).
импульс количества движения, истекающего
из форсунки потока ПХА, больше импульса
количества движения алюминия, в результате
(по правилу сложения векторов) изменяется
гидродинамическая картина горения.
Максимальное значение температуры Т =
= 2590 К зарегистрировано в центре
прозрачного участка. Ниже по потоку наблюдается
снижение температуры до 2360 К, что можно
объяснить следующим. Поскольку
используемые порошки АСД-1 и Д-315
полидисперсные, то мелкие частицы горючего горят
при местном соотношении компонентов,
близком к стехиометрическому.
Выделяющаяся при этом теплота идет на нагрев
остальной части горючего и газификацию ПХА.
К моменту воспламенения крупных частиц А1
мелкие сгорают полностью, и местное
соотношение компонентов увеличивается по
сравнению со стехиометрическим, в результате
чего температура уменьшается. Измеренные
значения температур оказались ниже
термодинамической температуры горения
алюминия и перхлората аммония Г* = 2770 К,
рассчитанной при тех же условиях. Расхождение
экспериментальных и теоретических данных
объясняется неполным сгоранием алюминия,
потерями тепловой энергии в стенки и нерав-
процесса горения на длине прозрачного элемента
8.4.2. Результаты частотного анализа акустических колебаний
Для регистрации параметров акустического сигнала работающих
модельных РДТТ применяли штатный звуковой монофонический
канал бытовой аналоговой видеокамеры стандарта Compact VHS,
одновременно фиксирующий визуальную картину работающего
двигателя. Записанный на кассете аналоговый сигнал подвергался оциф-

8.4. Результаты бесконтактной диагностики
287
ровке в файл AVI, с использованием аппаратного видеокодека фирмы
Pinnacle Miro DC10+ и встроенной в системную плату звуковой
карты. В серии предварительных экспериментов частота дискретизации
акустического сигнала составляла 8 кГц. При этом дополнительной
фильтрации входных сигналов не проводилось и нижняя граничная
частота сигнала определялась штатными характеристиками входных
каскадов кинокамеры и звуковой карты. Выделенная из AVI-файла
оцифрованная акустическая составляющая сигнала подвергалась
дальнейшей обработке. Базовым методом частотного анализа,
использованным при вторичной обработке, являлся метод расчета
статистических спектральных характеристик сигнала. Спектральный
анализ, основанный на методе дискретного преобразования Фурье
(256 коэффициентов ряда Фурье на частотах, приведенных в
табл. 8.25), проводился в системе Matlab с помощью программ
Spectrum и Specgram из пакета прикладных программ Signal
Processing Toolbox, которые используют алгоритм построения пери-
диограмм Велча (Welch's).
Для оценки шумовых характеристик канала на рис. 8.30
представлены два графика спектральной плотности энергии акустиче-
-30 |
500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000
Частота, Гц
Рис. 8.30. Спектр плотности энергии сигнала акустических колебаний:
1 — уровень шума измерительного канала; 2 — спектр плотности энергии
сигнала при работе двигателя

СП
S
О
о
§
а
oo
I
CM
00
vo"
CM
s
Я
00
of
3
00
t
о
of
00
I
en
CM
00
Я"
I
I
us
I
I
VO
«n
VO
VO
о
vq
On
О
чо"
S
я"
00
oo"
en
vq
a
00
о
«o
о
CN
i
00
vo"
a
о
VO
CM
ON
CM
rf
5
00
^
Tf
О
Ov
VO
СЧ
I
CM
в
VO
CM
8
CM
i
oo"
a
2
i
en
8"
8
VO
1
8
in"
ON

8А. Результаты бесконтактной диагностики
289
ского сигнала, снятых во время проведения предварительных
испытаний на модельном РДТТ. Кривая 1 представляет собой
спектральную плотность энергии сигнала при неработающем
двигателе и может характеризовать уровень шума измерительного
канала, кривая 2 — спектральную плотность энергии того же
самого сигнала в момент работы двигателя. Очевидно, что во всем
диапазоне частот спектр шума меньше сигнала от работающего
двигателя. Это может свидетельствовать о наличии
принципиальной возможности использования спектрального анализа
акустических колебаний истекающей из сопла струи продуктов
сгорания ТРТ для диагностики отдельных стадий внутрикамерных
процессов в РДТТ.
Программа Specgram позволяет также получать трехмерную
спектрограмму, показывающую изменение спектральной
мощности различных частот от времени в виде двухмерного цветного
изображения, на котором изменение цвета соответствует
изменению спектральной плотности.
4000
1,4
2,0 2,2
Время, с
А
1
|||
Ш|Нии|||
■! V ■ Г- J ft ?
1
1 0,2
I о
| -0,2
| -0,4
< -0,
1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4 2,6 2,8
Время, с
Рис. 8.31. Интегральные спектрограммы акустических колебаний в
процессе испытания

290 8. Результаты ОСИ и отработки РДТТ
Пример обработки сигналов с использованием спектрограмм
(графических изображений изменения спектра плотности энергии
сигнала по времени) представлен на рис. 8.31. На рисунке
спектрограммы, полученные при частотной обработке, совмещены с
графиком изменения амплитуды акустического сигнала по времени.
На спектрограмме по вертикальной оси отложена частота, по
горизонтальной оси — время, а значения плотности энергии сигнала
отображается различными уровнями серого. На приведенной
спектрограмме по сравнению с графиком амплитуды сигнала более
четко видно, когда в процессе работы РДТТ, в частности при
запуске, происходят изменения рабочих параметров, что находит
отражение в перераспределении плотности спектральной энергии
во времени.
Таким образом, представленные результаты наглядно
иллюстрируют возможности бесконтактных методов диагностики
отдельных физико-химических процессов в объеме камер сгорания и
РДТТ в целом, что составляет одно из основных направлений
отработки перспективных двигательных установок в изделиях
ракетно-космической техники и является необходимым для
реализации наилучших технических характеристик при наименьших
экономических затратах.

Заключение
Практика создания РДТТ нового поколения в XXI в.
подтвердила необходимость и важность этапа ОСИ двигательных
установок. Использование современных информационных технологий,
перспективных методов диагностики имеет большое значение для
сокращения временных и стоимостных затрат, связанных с
принятием в эксплуатацию РДТТ. В связи с этим актуальными остаются
разработка, совершенствование и практическое использование
методических основ, расчетных зависимостей комплексной методики
стендовой отработки РДТТ и натурных многокомпонентных
оснасток для определения энергетических и тяговых параметров
управляющих и возмущающих сил, возникающих при работе
органов управления РДТТ.
В этой связи рассмотренные методика и натурные стендовые
силоизмерительные системы, реализующие принцип
высокоточной дифференциальной разгрузки и позволяющие определять с
высокой точностью такие важные параметры, как потери тяги при
работе ОУ в составе испытуемого двигателя, управляющие и
возмущающие силы в виде углового и линейного смещения вектора
тяги, моменты крена и другие параметры можно считать
необходимыми средствами для точного воплощения конструкторских
замыслов.
Приведенные в книге стендовые силоизмерительные системы
и комплексная методика внедрены на испытательных центрах
России и подтвердили свою высокую эффективность в условиях ОСИ
полномасштабных двигательных установок верхних ступеней
ракет-носителей, в том числе системы аварийного спасения
космонавтов.

Литература
1. Конструкция и отработка РДТТ / A.M. Виницкий, В.Т.
Волков, И.Г. Волковицкий и др. М.: Машиностроение, 1980.
2. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тигиин А.П. Теория ракетных
двигателей / Под ред. В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 1989.
3. Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе /
Л.Н. Лавров, А.А. Болотов, В.И. Гапаненко и др. М.:
Машиностроение, 1993.
4. Струйная автоматика в системах управления: Сб. статей /
Под ред. Б.В. Орлова. М.: Машиностроение, 1974.
5. Калугин В.Т. Аэрогазодинамика органов управления
полетом летательных аппаратов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана,
2004.
6. Первое М.А. Ракетное оружие РВСН. М.: Виоланта, 1999.
7. Уманский СП. Ракеты-носители и космодромы. М.:
Рестарту 2001.
8. Липанов A.M., Алиев А.В. Проектирование ракетных
двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1995.
9. Энергетические конденсированные системы. Краткий
энциклопедический словарь / Под ред. Б.П. Жукова. М.: Янус-К,
2000.
10. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и
проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.:
Машиностроение, 1987.
М.Литовкин В.Н. Страсти вокруг беды, или как местечковая
политика тормозит разоружение // Ядерная безопасность,
Бюллетень № 22 для журналистов, пишущих на ядерные темы.
12. Забелин Л.В., Гафиятуллин Р.В., Поник А.Н., Мелешко В.Ю.
Основы промышленной технологии утилизации
крупногабаритных твердотопливных зарядов. М.: Недра, 2004.
13. LangillA.W., Kapandritis G.N. Multi-Component Test Fixtures
for Solid Rocket Motor Testing // JEEE Transactions and Aerospace.
1963. V. 1.№2.P. 178-196.

Литература 293
14. Шишков А,А., Силин Б.М. Высотные испытания
реактивных двигателей. М. Машиностроение, 1985.
15. Центр испытаний ракетных двигателей в Носиро (Япония) //
Вопросы ракетной техники. 1974. № 9. С. 61-73.
16. Гетерт Г.Д. Моделирование высотных и космических
условий при испытаниях // Ракетная техника. 1962. № 6. С. 17-30.
17. Rivard Jeroma G. Secondary injection thrust vector control using
fluidic vortex valves // Wisconcin Tech. Paper. 1967. N. 1. N 4-11,13 p.
18. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука,
1976.
19. Соколов Е.Я., Зингер Н.М. Струйные аппараты. М.:
Энергия, 1970.
20. Исследование ракетных двигателей на жидком топливе /
Под ред. В.А. Ильинского / Пер. с англ. М.: Мир, 1964.
21. Акиба Р. Стенды для проведения огневых испытаний
ракетных двигателей в вакууме / Пер. с японск. М.: Всесоюзный
центр переводов, № 0148/ср, 1972. 8. № 3. С. 801-814.
22. Kordig J.W. Provisions and Equipment for Captive fired
Testing Solid Rocket Motors // AIAA Paper. 1971. N 71-678. P. 94.
23. Волков В. Т. Применение принципа высокоточной
дифференциальной разгрузки силоизмерительных систем при огневых
стендовых испытаниях крупногабаритных РДТТ с органами
управления // Научные труды IX чтений памяти Ф.А. Цандера.
Уфа: Изд-во Уфимского авиац. ин-та, 1987. С. 62-69.
24. Граменецкий В.Н. Прецизионные грузопоршневые весы до
5000 кг // Измерительная техника. 1972. № 12. С. 16-20.
25. Воскресенский В А., Дьяков В.И., Зиле A3. Расчет и
проектирование опор жидкого трения. М.: Машиностроение, 1983.
26. Преображенский В.П. Теплотехнические измерения и
приборы. М.: Энергия, 1978.
27. Глаговский Б.А., Пивин И.Д. Электротензометры
сопротивления. Л.: Энергия, 1972.
28. Новицкий П.В. Цифровые приборы с частотными
датчиками. Л.: Энергия, 1970.
29. Чистяков B.C. Краткий справочник по теплотехническим
измерениям. М.: Энергоатомиздат, 1990.
30. Гришин МЛ. Автоматическая обработка фотографических
изображений с использованием ЭВМ. Минск: Наука и техника,
1976.

294 Литература
31. Вафин Д.Б., Шигапов А.Б. К измерению температуры
гетерогенных сред // Тепловые процессы в двигателях и
энергоустановках летательных аппаратов: Межвузовский сборник / Под ред.
В.Е. Алемесова; Казанский авиац. ин-т. Казань, 1984. С. 56-66.
32. Температура факела жидкостного реактивного двигателя /
Н.М. Соболев, Н.М. Белоусов, Г.М. Родин и др. // Журнал
технической физики. 1959. Т. 29. № 1. С. 27-36.
33. Price E.W. Combustion on metallized propellants //
Fundamental solid-propellant combustion. New York, 1984. P. 479-513.
34. Полупроводниковый датчик мощных тепловых потоков //
Экспресс-информация: Испытательные приборы и стенды. 1972.
№ 18. С. 1-10.
35. Руденко М.И. Микродатчик локальных тепловых потоков
зондового типа // Теплофизика высоких температур. 1973. Т. 11,
№ 1.С. 154-160.
36. Экспериментальное исследование зажигания и
распространения пламени при конвективном нагреве твердого топлива /
Л. Галфетти, Дж. Коломбо, А. Меналли, Дж. Бенцони, К. Галли //
Физика горения и взрыва. 2000. Т. 36. № 1. С. 119-130.
37. Бендат Д., Пирсол А. Прикладной анализ случайных
данных. М.: Мир, 1989.
38. Cooley J. W.9 Lewis PA. W., Welch P.D. The fast Fourier
transform algorithm: Programming considerations in the calculation of sine,
cosine and Laplace transforms // Journal Sound and Vibration. 1970.
№12. P. 315-337.
39. Proakis 7.G., Manolakis D.G. Digital Signal Processing.
London: Prentice Hall Intern., 1996.
40. Ягодников Д.А., Полянский А.Р., Юдин Д.Ю. и др.
Исследование внутрикамерных характеристик и моделирование
циклограммы работы ракетных двигателей малой тяги с использованием
ЭВМ: Методические указания к лабораторным работам. М.: Изд-
во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005.
41. Бусленко Н.П. Метод статистических испытаний (Метод
Монте-Карло). М.: Физматгиз, 1962.
42. Крамер Г. Математические методы статистики / Пер. с
англ. под ред. А.Н. Колмогорова. М.: Мир, 1975.
43. Бобров А.Н., Ягодников ДА., Попов КВ. Воспламенение и
горение двухкомпонентной газовзвеси порошкообразных горючего
и окислителя // Физика горения и взрыва. 1992. Т. 28, № 5. С. 3-7.

Научное издание
Волков Владимир Тимофеевич
Ягодников Дмитрий Алексеевич
Исследование и стендовая отработка
ракетных двигателей на твердом топливе
Редактор Н.Е. Овчеренко
Художник С. С. Водчиц
Корректор Г.С. Беляева
Технический редактор Э.А. Кулакова
Компьютерная верстка С. Ч. Соколовского
Оригинал-макет подготовлен
в Издательстве МГТУ им. Н.Э. Баумана
Санитарно-эпидемиологическое заключение
№ 77.99.02.953.Д.008880.09.06 от 29.09.2006 г.
Подписано в печать 12.09.07. Формат 60x90/16. Печать офсетная.
Бумага офсетная. Гарнитура «Тайме». Усл. печ. л. 18,5.
Уч.-изд. л. 17,82. Тираж 1000 экз. Заказ № 2051
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана
105005, Москва, 2-я Бауманская, 5
Отпечатано с оригинал-макета в ГУП ППП «Типография «Наука»
121099, Москва, Шубинский пер., 6
ISBN 978-5-7038-3016-1
785703 830161

Для заметок